Текст
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
том 1
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ
СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
АКАДЕМИЯ НАУК
СОЮЗА СОВЕТСКИХ
СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИК
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ
СЕРИЯ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
Том 7
ВЫПУСКИ И ТОМА СЕРИИ ОПУБЛИКОВАННЫЕ РАНЕЕ:
1. Ракетостроение 1963—1965, М., 1966
2. Ракетостроение 1966—1967 М.. 1969
3. Ракетостроение 1969—1972, М., 1973
i. Ракетостроение 1970—1973, М., 1974
МОСКВА 1 976
ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
Том 7
ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
МОСКВА 1976
1-2
СЕРИЯ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
главный редактор: доктор техн. наук, профессор В. М. Шестопал
ученый секретарь редакционной коллегии: канд. техн, наук Н. К. Соловьев
члены редакционной коллегии: докт. техн, наук П. Н. Агалецкий,
академик И. И. Артоболевский, инж. Л. Н. Виноградова,
канд. техн, наук В. В. Жоховский, канд. техн, наук Е. В. Кияев,
канд. техн, наук Б. М. Логунцов, канд. техн, наук М. И. Меклер,
канд. с.-х. наук Н. А. Минх, канд. техн, наук А. Т. Мицевич,
канд. техн, наук Н. Д. Сазонова, канд. техн, наук Ю. Н. Сорокин,
каяд. техн, наук Е. В. Сукачева, канд. техн, наук А. Г. Файн,
канд. техн, наук А. В. Фомин, канд. техн, наук В. 3. Фрейдберг,
канд. техн, наук 3. Н. Хадзиламбру, академик А. И. Целиков,
докт. техн, наук О. А. Чембровский
Выпуск «Итоги науки и техники» из серии «Ракетостроение», той 7 «Транспортная
космическая система» является обзором и систематизацией работ, информация о которых
опубликована в изданиях ВИНИТИ ГКНТ СМ СССР и АН СССР в 1973—1975 гг.
В томе 7 обобщен опыт, накопленный в области создания транспортной космической
системы, главным образом в США. Выпуск рассчитан на специалистов научных, научно-ис¬
следовательских и проектно-конструкторских организаций, занятых в разработке, испыта¬
ниях и эксплуатации космической техники, а также на профессорско-преподавательский
состав, аспирантов и студентов соответствующих специальностей вузов.
ПРИНЯТЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
БРСД — баллистическая ракета средней
дальности
ВВС — военно-воздушные силы
ВКС — воздушно-космический самолет
ВСУ — вспомогательная силовая установка
ВРД — воздушно-реактивный двигатель
ГТД — газотурбинный двигатель
ДОС — долговременная орбитальная стан¬
ция
ДУОМ — двигательная установка орби¬
тального маневрирования
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель
ИК — инфракрасный
ИСЗ — искусственный спутник Земли
КА — космический аппарат
КК — космический корабль
КЛА — космический летательный аппарат
ЛА — летательный аппарат
МБР — межконтинентальная баллистиче¬
ская ракета
МТА— межорбитальный транспортный ап¬
парат
ПВРД — прямоточный воздушно-реактив¬
ный двигатель
РДТТ — ракетный двигатель твердого топ¬
лива
РСУ — реактивная система управления
РН — ракета-носитель
ТВлД — турбовентиляторный двигатель
ТКК — транспортный космический корабль
УКВ — ультракороткие волны, ультрако¬
ротковолновый
УФ — ультрафиолетовый
ЦВМ — цифровая вычислительная машина
ЭВМ — электронно-вычислительная маши¬
на
ЯРД — ядерный ракетный двигатель
ATM — Apollo Telescope Mount
NASA — National Aeronautics and Space
Administration
Авторы:
доцент, канд. техн, наук А. Г. Захаров, канд. техн, наук Ю. К- Казаров
Научный редактор:
профессор, докт. техн, наук О. А. Чембровский
Рецензенты:
канд. техн, наук Б. В. Климов, канд. физ.-мат. наук И. С. Козлов
© ВИНИТИ, 1976
ПРЕДИСЛОВИЕ
Научные исследования по комплексной проблеме создания эф¬
фективной транспортной космической системы являются по су¬
ществу приложением физико-технических наук в области пер¬
спективного использования пилотируемых космических летатель¬
ных аппаратов. В частности, одно из направлений научных ис¬
следований общей проблемы создания воздушно-космического
самолета, включающее разработку научных основ и методов ис¬
пользования плотных слоев атмосферы для управляемого движе¬
ния воздушно-космического самолета и формулирование научных
рекомендаций по определению оптимального облика всей систе¬
мы в целом, может привести к разработке принципиально новых
научных основ проектирования.
Авторам обзора в целом удалось систематизировать и отра¬
зить опубликованные за 1973-1975 гг. зарубежные работы
по основным направлениям создания и развития транспортной
космической системы, проводимые главным образом в США,
рефераты которых были опубликованы в изданиях ВИНИТИ
ГКНТ СМ СССР и АН СССР. В то же время рассмотренные в
обзоре проблемы, хотя и далеко не исчерпывают ведущие участ¬
ки современной науки как в части основных комплексных тео¬
ретических проблем, так и в области развития физико-техни¬
ческих методов прикладного значения, могут представить инте¬
рес с точки зрения анализа состояния и определения тенденций
развития транспортной космической системы для специалистов
в данной и смежных областях знаний и в атом плане обзор
является полезной и нужной книгой.
Авторы обзора доцент, канд.техн. наук А. Г. Захаре», канд.
техн, наук Ю.К. Каэаров корректно сформулировали задачу об¬
зора, выделили главные вопросы, отметили новые идеи, взгля¬
ды и факты, которые дают представление о круге вопросов, от¬
раженных в последнее время в мировой научной и технической
литературе по данной теме. Однако при изучении проблем,
объединенных обшей идеей создания аффективной транспортной
5
космической системы, необходимо учесть известную условность
и трудности технического прогнозирования, связанные со зна¬
чительным периодом развития этой новой области техники на
стыке авиационной и космической техники.
Профессор, доктор физ.-мат. наук,
лауреат Ленинской премии Г. С. Нариманов
ПРЕДИСЛОВИЕ АВТОРОВ
Теоретические и экспериментальные исследования, проведен¬
ные русскими учеными в области космонавтики и ракетострое¬
ния до 40-х годов, и последовательные шаги СССР в плано¬
мерном исследовании и освоении космического пространства в
послевоенный период до наших дней - значительный вклад в
научно-технический прогресс.
Весьма значительна в этом отношении роль С.П. Королева,
под руководством которого были практически осуществлены
идеи основоположника теоретической космонавтики К.Э. Циол¬
ковского в формировании ракетно-космической техники в СССР,
в создании принципиально новых конструкций - РН, ИСЗ и пи¬
лотируемых КК, в основании научной школы советского ракето¬
строения [ 1].
Начиная со второй половины 40—х годов в СССР регулярно
проводятся исследования верхней атмосферы при помощи гео¬
физических ракет, вертикальных космических зондов, а с
1957 г. и при помощи ИСЗ. Большая программа исследований
Луны, Марса и Венеры была осуществлена в 50-70—е годы
с использованием автоматических лунных и межпланетных на¬
учных станций. Была достигнута поверхность Луны, произведе¬
но фотографирование ее обратной стороны, доставлены на Зем¬
лю образцы лунного грунта, осуществлены мягкие посадки на
Марс и Венеру, переданы на Землю сведения о характеристи¬
ках атмосферы этих планет. С 1961 г. началась эра непо¬
средственного проникновения человека в космос. За прошедшие
с тех пор годы полет в космос совершили многие советские
космонавты, имена которых вошли в историю освоения челове¬
ком космического пространства [2].
Развитие науки и техники на современном этапе, стремле¬
ние к экономичности создания и использования ракетно-косми¬
ческих систем вызвали к жизни и сформулировали новое наме—
6
тивщееся направление в космонавтике - исследование возмож¬
ностей создания эффективной транспортной космической систе¬
мы, важнейшим элементом которой является ВКС,
Исследование возможностей многоразового использования
КЛА - логическое продолжение тех работ, которые проводились
еще до появления современных РН и КА. Анализ работ в об¬
ласти авиации и космонавтики за последние 40 лет по мате¬
риалам зарубежной печати [237-239] указывает на эволюцию
проектных решений, имеющих отношение к процессу создания
будущей транспортной космической системы: ряд проектов, раз¬
рабатывавшихся в Германии до и во время второй мировой
войны (проект ракеты А9/А10 с крылатой второй ступенью и
спасаемой первой ступенью, проект модифицированной ракеты
А—4В на основе ракеты V—2, проект гиперзвукового ракетно¬
го бомбардировщика с горизонтальным стартом и с использова¬
нием ракетной тележки)} разработка и полеты американских
ракетопланов Х-1, X—1А и X—2 фирмы Bell, Skyrocket, фир¬
мы Douglas и X—15А фирмы North American Aviation. В даль¬
нейшем начали рассматриваться более широко особенности вхо¬
да в атмосферу КК Mercury, Gemini и Apollo, подробно анали¬
зироваться проводившиеся в США теоретические и эксперимен¬
тальные исследования, посвященные входу в атмосферу ЛА с
аэродинамическим качеством (программа START ) и способам
возвращения на Землю с использованием гибкого крыла, раз¬
вертываемого ротора и т.п., а также многочисленные проекты
многоразовых КК: трехступенчатый 'ракетный корабль' (про¬
ект Wemher von Braun возвращаемый РН с полезной наг¬
рузкой 450 т (фирма North American Aviation), двухступен¬
чатый крылатый КК с горизонтальным взлетом и посадкой,
рассчитанный на 10 пассажиров (проект NASA), 1,5—ступен¬
чатый орбитальный КК со сбрасываемыми баками (проект
Starclipper фирмы Lockheed ), двухступенчатый крылатый
КК с одноразовыми твердотопливными ускорителями (фирма
Rockwell International), трехступенчатый КК Triamese
фирмы General Dynamics, многоразовый двухступенчатый КК
с обеими крылатыми ступенями (проект NASA 1969 г.).
Эта преемственность говорит о том, что исследования по
реализации принципа многоразового использования ракетно-кос¬
мических систем сочетают в себе новейшие достижения науки,
авиационной и ракетной космической техники.
Разработка и создание экспериментальных гиперзвуковых
ЛА являются важнейшим этапом в изучении возможностей мно¬
горазовых КА, в результате которых получено ряд ценных ре—
7
зультатов [ 223-f-225,227,237+239] » Наряду с решением на¬
учных проблем разработки, выполненные для гиперзвуковых
ЛА, помогли ответить и на многие технические вопросы: соз¬
дание конструкций, способных работать как в условиях невесо¬
мости и вакуума сильнораэряженной атмосферы, так и в услови¬
ях большого скоростного напора с соблюдением необходимой
тепловой зашиты; создание систем управления ЛА, способных
управлять ими должным образом с использованием' реактивного
и аэродинамического принципов и др. Достижения авиационной
и ракетно-космической техники на этом этапе были использова¬
ны для решения наиболее актуальных проблем современной на¬
уки и техники - проблемы повторного использования КЛА. В
этом направлении за рубежом проводятся широкие научно-ис¬
следовательские и опытно—конструкторские работы.
В принципе уже определилась роль полученных данных для
создания транспортной космической системы. Подобные данные
следует рассматривать как очень важное дополнение к предпо¬
сылкам создания КЛА многоразового использования как важ¬
нейшей части транспортной космической системы в целом.
Однако, чтобы создать стабильную транспортную космичес¬
кую систему для решения перспективных задач исследования и
использования космического пространства с оптимальным рас¬
ходованием материальных ресурсов и времени, необходимо ре¬
шить совокупность сложных научных и технических проблем.
Предлагаемый обзор составлен исключительно по данным
зарубежной печати с учетом развития ракетно-космической тех¬
ники и полученных результатов исследований и разработок по
созданию транспортной космической системы, проведенных
главным образом в США.
Цель издания состоит в том, чтобы систематизировать и
обобщить исследования и разработки в процессе создания транс¬
портной космической системы на основе просмотра и отбора
материалов зарубежной печати 1973+1975 гг. и выделить
существенные направления из опубликованных научных, научно-
исследовательских и экспериментальных работ.
Особое внимание уделено определению облика, принципам
построения и перспективам применения транспортной космичес¬
кой системы и ее главному алементу - ВКС, с помощью кото¬
рого, по мнению американских специалистов, могут быть иссле¬
дованы ближний космос и планеты Солнечной системы с одно¬
временным решением ряда прикладных задач.
Создание новых направлений в науке и технике, естествен¬
но, влечет за собой и введение новой терминологии. В обзоре
8
Применена терминология, принятая в СССР в области космонав¬
тики (см. 'Космонавтика' изд. 'Советская энциклопедия',
2-е изд., дополненное, М., 1970. Главный редактор академик
В.П. Глушко). Под термином 'операция* (operatic) понима¬
ется выполнение какой-либо задачи: транспортной космической,
исследовательской и пр., однако в контексте обзора дано оп¬
ределение 'космической операции' как она понимается в ориги¬
нальных работах для транспортной космической системы.
Материал, изложенный в сборнике, охватывает следующие
разделы:
В первом разделе рассматриваются принципиальные направ¬
ления исследований и разработок, направленные на создание
транспортной космической системы с различной степенью мно¬
горазовости составляющих ее элементов; рассмотрены задачи
в области применения космической транспортной системы в ис¬
следовании Солнечной системы и ближнего космоса, в частнос¬
ти исследуются возможные схемы транспортного обслуживания
космических объектов, находящихся на геостационарной орбите
(критерием для сравнения качества транспортных схем служит
суммарная требуемая масса топлива на базовой орбите); вво¬
дится классификация полезных нагрузок ВКС, подробно анали¬
зируются преимущества и недостатки каждого варианта полез¬
ных нагрузок и приводятся рекомендации по их перспективному
использованию применительно к эволюции модели эксплуатации
транспортной космической системы; дан обзор космических
операций, связанных с эксплуатацией космических объектов в
схеме человек - КЛА; показано распределение функций управ¬
ления между оператором и бортовой автоматикой; приводятся
основные проблемы, которые предстоит решить для повышения
эффективности системы человек—машина в транспортной косми¬
ческой системе.
Во втором разделе проводится ретроспективный анализ ис¬
следований и разработок в области авиационной и ракетно-кос¬
мической техники, имеющих отношение к созданию транспорт¬
ной космической системы; анализируются проводившиеся в
США теоретические и экспериментальные исследования, посвя¬
щенные созданию и эксплуатации ВКС; представлены проектиру¬
емые характеристики транспортной космической системы, в
частности ВКС, с точки зрения возможностей выведения и об¬
служивания полезных нагрузок различного класса; кратко опи¬
сан современный проект ВКС; перечислены характеристики
ВКС, описана последовательность функционирования его элемен¬
тов и указаны основные типы операций, в том числе выведе—
2-1
9
ние и обслуживание ИСЗ, осуществление научных эксперимен¬
тов в космическом пространстве; подробно рассмотрены вопро¬
сы размещения полезной нагрузки в грузовом отсеке ВКС, фак¬
торы, влияющие на функционирование космических объектов пос¬
ле их выведения на орбиту, методы обслуживания объектов эки¬
пажем ВКС, роль подсистем ВКС в обслуживании полезной наг¬
рузки (энергопитание, охлаждение, связь, регулирование и т.д.),
области применения ВКС для исследования космического прост¬
ранства научными приборами, вопросы планирования операций
с использованием ВКС; представлена модель транспортных кос¬
мических операций на период 1980-1991 гг., предусматрива¬
ющая 728 рейсов ВКС для выведения 986 объектов.
Проводится анализ существующих транспортных космических
средств и рассматриваются основные направления развития
проекта ВКС.
Следует отметить, что модель транспортных космических
операций весьма динамична и связана с целями и методами
космических исследований, с одной стороны, и с возможностя¬
ми транспортной космической системы (особенно конструктив¬
ными решениями ВКС), с другой. Поэтому при использовании
настоящего обзора следует учесть известную условность раз¬
деления материала по проблемам проектирования и использо¬
вания полезных нагрузок, которая объясняется комплексным
характером этой важнейшей характеристики транспортной кос¬
мической системы.
Авторы не ставили перед собой цели давать оценку многим
рассматриваемым проблемам, имеющим дискуссионный характер,
и рекомендуют в интересующих читателя случаях обращаться
к оригиналам работ, перечень которых приведен в конце книги.
К данным дискуссионным проблемам можно отнести, напри¬
мер, экономические проблемы создания и реальные сроки вво¬
да в строй американской транспортной космической системы
и ее элементов, а также цели и области применения космичес¬
ких средств США, поскольку данные проблемы выходят за
научные и технические рамки данного рода обзорного издания.
Вместе с этим в ряде случаев для облегчения понимания мате¬
риала в контексте обзора приводятся оценки и высказывания
известных иностранных специалистов, имеющих отношение к
созданию американской транспортной космической системы.
Выпуском настоящего обзорного издания 'Итоги науки и
техники' по теме 'Транспортная космическая система' Всесо¬
юзный институт научной и технической информации (ВИНИТИ)
Государственного комитета Совета Министров СССР по науке
10
и технике и Академии наук СССР продолжает публикацию ма¬
териалов зарубежной печати, посвященных многоразовым косми¬
ческим системам (см. И. И. Шунейко "Крылатые космические
корабли", 'Итоги науки и техники", серия "Машиностроение",
М., 1966). Эти материалы в основном отражены в периоди¬
ческих изданиях ВИНИТИ, рефераты которых опубликованы в
Реферативном журнале "Ракетостроение" за 1973—1975 гг.,
а также в экспресс-информации 'Астронавтика и ракетодинами-
ка' и имеют в библиографии ссылки (например, в библиографии
после названия оригинальной статьи приводится ссылка
'75.8.41.14', которая расшифровывается следующим образом:
75-1975 г. издания, 8 - № журнала, 41 - шифр журнала
'Ракетостроение', 14 — № реферата).
Ограниченный объем настоящей работы для столь обширной
комплексной темы не позволил подробно остановиться на ис¬
следованиях по теплозащите, системам управления орбитальной
ступени. Предполагается, что с помощью приводимой библиог¬
рафии читатель при желании сможет ознакомиться с оригина¬
лами статей.
Авторы выражают глубокую признательность лауреату Ле¬
нинской премии, профессору, доктору физико-математических
наук Г.С. Нариманову за проявленный интерес к работе и дав¬
шему ряд ценных советов при работе над изданием.
А.Г. Захаров, Ю.К. Казаров
2-2
11
УДК 629.782
ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
А.Г. Захаров, Ю.К. Назаров
Раздел I
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ
ПРИМЕНЕНИЯ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
ВВЕДЕНИЕ
С момента первого запуска в 1957 г. ИСЗ космонавтика
достигла значительных успехов. В течение этого сравнительно
небольшого периода времени проводились оценки ракетно-кос¬
мических систем с точки зрения транспортных возможностей.
Важнейшим фактором, характеризующим транспортные воз¬
можности, является суммарное число ежегодных запусков во
всех странах вместе взятых, быстро возраставшее со времени
первого пуска в 1957 г., достигшее 120 к 1965 г. и сох¬
раняющееся приблизительно на этом уровне до настоящего вре¬
мени. Увеличение числа запусков характеризовалось и возрас¬
танием надежности ракет и числа успешных полетов. Вероят¬
ность успеха низкоорбитальных полетов увеличилась с 1959г.
по 1972. с 50 до 95%, а высокоорбитальных и дальних поле¬
тов в космос - с 17% в 1959 г. до 95% в 1969 г. [85].
Другим важнейшим фактором, характеризующим транспорт¬
ные возможности ракет, является величина полезной нагрузки.
Величина полезной нагрузки ракеты в основном зависит от
тяги, скорости истечения продуктов сгорания топлива из сопла
и массы ее конструкции. В истории ракетостроения наблюда¬
лись три этапа резкого увеличения тяги ракет: в конце 30—х —
начале 40—х годов, в начале 50-х и середине 60-х. За 40
последних лет тяга ракет увеличилась в несколько тысяч раз.
Существенное увеличение в скорости истечения было достиг¬
нуто в начале 50-х годов (за счет использования керосина в
качестве топлива и создания большого давления в камере сго¬
рания) и в начале бО-х годов за счет применения водорода в
качестве топлива. Предполагается, что практический предел в
12
скорости истечения (4600 м/с) для двигателей на химичес¬
ком топливе будет достигнут в конце 70—х годов.
Важной характеристикой ракеты является ее полная старто¬
вая масса. В 30-х годах масса ракет быстро увеличивалась и
достигла к концу десятилетия 800 кг. Значительный прогресс
в ракетостроении в последующие 30 лет привел к возрастанию
стартовой массы в несколько тыс.раз (Saturn— V), что позво¬
лило только за десятилетие 1957-1967 гг. увеличить массу
ИСЗ более чем в 1000 раз.
Интересно отметить, что отношение стартовой массы к мас¬
се полезной нагрузки, являющейся важнейшей экономической и
технической характеристикой ракет, уменьшалась за период
1957-1969 гг. следующим образом: если для 'Спутника-2*
оно составляло 588, а для 'Спутника—3' - 226, то уже для
'Спутника—7* оно равнялось 46, для Atlas—Centaur - 35, а
для Saturn V 22. Что же касается отношения тяги двига¬
теля к его массе, то за последние 30 лет оно увеличилось
почти в 10 раз [85].
До последнего времени было принято оптимизировать ракет¬
но-космические транспортные системы по критерию энергети¬
ческой эффективности [ 861; Однако экономичность космических
транспортных операций по мере роста их объема заставляет
все в большей мере оптимизировать и по критерию стоимости
полезной нагрузки, выводимой в космическое пространство.
Характерно, что стоимость доставки каждого килограмма по¬
лезной нагрузки на низкую орбиту вокруг Земли упала за пе¬
риод 195&-1972 гг. с 80 000 до 5000 долл. [85].
Из рис. 1 видно, что если для спутников Vanguard и Explo¬
rer стоимость полезной нагрузки, выводимой на орбиту,
составляла около 2,2 млн.долл, на 1 кг, то РН типа Saturn V
позволяет доставить на орбиту полезную нагрузку на три по¬
рядка меньше величины расходов. Экстраполируя эти данные,
можно ожидать уменьшения стоимости вывода килограмма по¬
лезной нагрузки еше на порядок после соответствующего ин¬
тервала времени с учетом ввода в строй многоразового ТКК
(Space Shuttle) [86].
Учет и использование опыта, накопленного авиацией, позво¬
лит сократить расходы как на разработку, так и на эксплуата¬
цию ТКК. Это относится в первую очередь к практике летных
испытаний с постепенно нарастающим объемом и сложностью
задач и с обязательным возвращением материальной части
после полета для исследования недостатков и последующей до¬
работки оборудования.
13
Рис. 1. Тенденции изменения стоимости килограмма полезной
нагрузки, выводимой на орбиту: 1 - стоимость вывода 1 кг
орбитальной полезной нагрузки [ *2,2 ];. 2 - календарные годы
Рис. 2. Удельная стоимость подсистем возвращаемого косми¬
ческого корабля: 1 — типичный предел целесообразности воз¬
вращения (от 350 до 460 тыс.долл. на 1 м$); 2 - электрон¬
ное оборудование; 3 — двигательные установки; 4 - энергети¬
ческие установки; 5 — системы жизнеобеспечения; 6 — конст¬
рукция; 7 — переходные отсеки; 8 - топливные баки; 9 — удель¬
ная стоимость подсистем [ долл/м$]
Достоинства другого способа снижения стоимости — много¬
кратного использования одного и того же оборудования - са¬
моочевидны. Однако ввиду того, что стоимость элементов КК
различна, потребовалось провести сравнительный экономичес¬
кий анализ различных систем и элементов ТКК. Были состав¬
лены исследовательские обзоры по стоимости повторного ис¬
пользования оборудования. Исследования, основанные на мате¬
риалах программ Mercury и Gem in i, показали, что общая сто¬
имость однократного возвращения оборудования составляет от
350 000 до 460 000 долл, на 1 м$ [86]., На рис. 2 пока¬
зана удельная стоимость различного оборудования, откуда вид¬
но, что целесообразно возвращать для повторного использова¬
ния электронные системы, двигательные установки, энергети¬
ческие установки, системы жизнеобеспечения и общие конст¬
руктивные элементы. Одноразовыми подсистемами можно счи¬
тать переходные отсеки и большие топливные баки. !
14
Рис. 2
Рис. 1
Желательные и наиболее важные характеристики ТКК, осо¬
бенно связанные со снижением стоимости, оценивались приме¬
нительно к изучаемым проектам, относящимся как к конструк¬
тивным схемам, так и к возможным двигательным установкам
(одноразовые ракеты малой стоимости, ракетные аппараты с
несущим корпусом и т.д.).
Тщательное изучение требований, предпринятое для оценки
эффективности сверхзвуковых транспортных самолетов, пока¬
зало, что объем пассажирских перевозок в западных странах
достигнет к 1985 г. уровня 5,5 млрд, человеко-километров.
Эта оценка основывается на предположении, что объем перево¬
зок возрастает на 10,5% начиная с 1966 г. Средний ежегод¬
ный прирост объема перевозок в период 195СК-1965 гг. сос¬
тавлял 14%. Эго позволило предположить, что в 1985 г.
США должны будут располагать 900 сверхзвуковыми пассажи¬
рскими самолетами. С учетом скорости и вместимости для тех
же целей потребуется не менее 50 ТКК [86].
Г лава 1
ОБШИЕ ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ
ТРАНСПОРТНЫХ СРЕДСТВ ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ
И ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА
Создаваемой в настоящее время в США транспортной кос¬
мической системе посвящено значительное количество публика¬
ций [3435, 40, 50461].
14 декабря 1972 г. Совет директоров научно-технического
общества AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronau¬
tics - Американское общество аэронавтики и астронавтики)
одобрил подготовленный специальной комиссией отчет под наз¬
ванием 'Оценка новых транспортных космических систем*
[ 9-10].
Цель работы комиссии по подготовке отчета была сформу¬
лирована следующим образом: 'Предпринять оценку технических
перспектив, общих характеристик и целесообразности новой
транспортной космической системы, предназначенной для обес¬
печения космических нужд в 80-х годах и далее, с учетом
располагаемых финансовых возможностей, а также социальных
и политических аспектов, с точки зрения специалистов в об¬
ласти авиации и космонавтики, входящих в профессиональное
общество - А1АА"[9 -10].
15
1.1 . Определение транспортной космической системы
и требования к ней [9^10]
Транспортная космическая система состоит из трех основ¬
ных элементов: А - разгонного элемента, который, в свою
очередь, может состоять из ускорителя и одной или несколь¬
ких ступеней для подъема КА или какого-либо другого груза
с поверхности Земли на опорную орбиту; Б - орбитального
элемента (верхней ступени) для выведения полезных нагрузок
или КА на начальные орбиты малой высоты вокруг Земли; В -
межорбитального переходного элемента для перемещения полез¬
ной нагрузки на орбиты большей высоты вокруг Земли или же
на траектории полета к Луне или планетам. Использовавшиеся
до сих пор в США транспортные космические системы состоя¬
ли из одноразовых РН и верхних ступеней, разработанных за
последние 15 лет применительно к конкретным космическим
объектам. Альтернативные варианты системы появляются по
мере развития технологии и операционных принципов. Наиболь¬
шее значение имеет тот уровень технологии, при котором ста¬
новится возможным многократное использование основных эле¬
ментов, как в случае разрабатываемого NASA ВКС. Эта сис¬
тема сможет выполнять первые две из указанных выше функ¬
ций, а многоразовый МТА предназначается для выполнения
третьей функции.
Система для перевозки грузов на околоземные орбиты и
выполнения космических операций должна быть безопасной,
надежной, допускающей выполнение жестких графиков перево¬
зок и как менее дорогостоящей. Примерно 40% полезных наг¬
рузок из современной модели будущих операций должно выво -
диться па орбиты различного наклонения высотой 185 4
500 км. Остальная часть полезных нагрузок будет выводить¬
ся на орбиты больших энергий, и поскольку число таких объек¬
тов довольно велико и они предназначены для выполнения
важных задач (связь, навигация, наблюдение и т.д.), транс¬
портная система должна быть способной обслуживать и эти
60%. Ого обстоятельство (если основываться на современной
технологии и концепциях) потребует применения межорбиталь¬
ного переходного элемента, который также должен быть надеж¬
ным и недорогим. Указанный элемент должен войти в строй
примерно в то же время, что и низкоорбитальные элементы
системы VBKC).
Требования к ВКС NASA были выбраны таким образом, что¬
бы он мог использоваться для выведения всех полезных наг-
16
рузок, запуски которых планируются на 80-е годы. Рассмат¬
ривалась возможность снижения этих требований, чтобы умень¬
шить начальную стоимость разработки, однако оказалось, что
в таком случае придется исключить много запланированных
операций, а это привело бы к необходимости интенсивного ис¬
пользования одноразовых РН.
1.2 Общие принципы построения, задачи и области
применения транспортной космической системы 1з+10]
Наиболее совершенными из современных РН являются
Saturn V, используемые для запусков пилотируемых КК Apol¬
lo к Луне, и семейство ракет Titan III, которые применя¬
ются главным образом для запусков военных объектов, но в
последнее время все чаше используются для гражданских опе¬
раций. Будучи вполне удовлетворительными для тех задач, па
которые они рассчитаны, эти сложные системы, однако, явля¬
ются полностью одноразовыми. По мере увеличения интенсив¬
ности запусков и усложнения космических операций последствия
такого подхода становятся все более ощутимыми. Ряд усовер¬
шенствований современных одноразовых РН может несколько
повысить степень их полезностями семейство РН со спасае¬
мыми элементами могло бы "продержаться" значительное вре¬
мя и в период 80-х годов. Кроме того, специализированные
ракеты, отличающиеся малым временем подготовки к запуску
или другими характеристиками, удовлетворяющими требованиям
конкретных операций, будут, очевидно, использоваться и
впредь в течение длительного периода времени.
Для того чтобы по возможности исключить неблагоприятные
последствия применения одноразовых РН во всех космических
операциях, NASA было разрешено приступить к созданию час¬
тично многоразовой системы ВКС.
После того как войдет в строй современный вариант ВКС,
будущие космические операции могут потребовать разработки
пилотируемой возвращаемой разгонной ступени, что позволит
еще более сократить стоимость эксплуатации системы. Такая
схема с полностью многоразовыми элементами не была приня¬
та с самого начала из-за свойственных ей большого техноло¬
гического риска и чрезмерных затрат на научно-исследователь¬
ские и опытно- конструкторские работы, которые превысили
бы рамки существующих бюджетных ограничений.
Для любой транспортной космической системы потребуется
3-1
17
многоразовая межорбитальная ступень, которая обеспечит пе¬
ремещение полезных нагрузок в космосе после доставки их
ВКС на ниэковысотную базовую орбиту. Типичным примером
применения такой ступени явится перевод полезной нагрузки
с орбит высотой 1854500 км на геостационарную орбиту или
на другие орбиты больших энергий. Расчеты показывают, что
в течение 80-х годов в эксплуатации должно будет находить¬
ся 65 геостационарных спутников для связи, навигации и вы¬
полнения других задач, что потребует свыше 130 рейсов на
геостационарную орбиту за десятилетие. В течение первых не¬
скольких лет эксплуатации ВКС указанные функции могут вы¬
полняться существующими ракетными ступенями Agena, Trans —
tage, Centaur и другими, причем некоторая степень многора¬
зовости может быть достигнута уже на этом этапе. Однако
уже через несколько лет для наиболее сложных и энергоемких
космических операций из числа запланированных на 80-е годы
понадобится полностью многоразовая и эффективная межорби¬
тальная ступень. Целесообразность вложения средств в раз¬
работку такой ступени будет определяться также и такими
факторами, как надежность, ресурс (число рейсов до износа),
характеристики базирования в космосе и т.д. Существенным
дополнительным свойством оперативной транспортной косми¬
ческой системы явится возможность непосредственной работы
с объектами в космосе для самых разнообразных целей. Ос¬
тается еще определить целесообразные режимы обслуживания
в космосе полезных нагрузок . Обслуживание может выполнять¬
ся непосредственно космонавтами, перемещающимися в косми¬
ческом пространстве с помощью автономных маневрирующих
установок, или же с использованием системы дистанционных
манипуляторов.
С помощью транспортной космической системы будут выпол¬
няться следующие операции.
1. Доставка космических объектов на орбиты.
2. Проверка доставленных на орбиты космических объектов.
3. Сопровождение КА в режиме группового полета.
4. Возвращение орбитальных объектов на Землю.
5. Повторное посещение космических объектов:
а) ремонт;
б) возобновление запасов;
в) замена подсистем, экспериментальных приборов;
г) возвращение на Землю материальных продуктов рабо¬
ты космических объектов;
д) обслуживание с выходом или без выхода в открытый
космос.
18
6. Орбитальные полеты самостоятельного значения:
а) с платформами для крепления приборов;
б) с лабораторными модулями на борту.
7. Сборка:
а) лабораторных блоков;
б) многоступенчатых ракетных систем и космических
объектов.
8. Обслуживание и снабжение долговременных орбитальных
объектов.
9. Операции, связанные с орбитальным маневрированием:
а) перемещение объектов для изменения характеристик
трассы;
б) доставка нескольких полезных нагрузок на различ¬
ные орбиты.
Принципиально новый характер разрабатываемой транспорт¬
ной космической системы определяет и новый подход к клас¬
сификации полезных нагрузок. В классификационных целях удоб¬
но считать полезной нагрузкой все, что выводится в грузовом
отсеке ВКС, включая при необходимости и третью ступень. В
соответствии с таким подходом можно рассматривать следую¬
щий перечень классов полезных нагрузок для ВКС.
1. КА и ракетные ступени:
а) отдельный КА;
б) КА с одноразовой ракетной ступенью;
в) отдельный автономный лабораторный блок;
г) КА с многоразовой ракетной ступенью (МТА).
2. Присоединенная полезная нагрузка:
а) платформа с приборами;
б) лабораторный блок и платформа;
в) несколько лабораторных блоков.
Исследование полезных нагрузок для транспортной косми¬
ческой системы было выполнено по двум контрактам Центра
космических полетов им. Маршалла, заключенным с фирмами
TRW и McDonnell Douglas Astronautics Со. Исследование
проводилось в рамках программы SOAR (Shuttle Orbital Applica¬
tions and Requirements — орбитальные операции и тре¬
бования к ВКС). На первом этапе исследований ( SOAR I) изу¬
чались присоединенные полезные нагрузки, а на втором
(SOAR П) - единичные космические объекты в комбинации с
дополнительными ракетными ступенями. К последнему классу
относится около трех четвертей всего объема полезных нагру¬
зок ВКС. Остальная часть (одна четвертая) включает присое¬
диненные полезные нагрузки: 1) экспериментальные приборы
19
3-2
на платформе, контролируемые из кабины ВКС; 2) присоеди¬
ненные лабораторные блоки, находясь в которых, ученые будут
проводить орбитальные эксперименты и наблюдения. Сюда же
относятся свободные периодически посещаемые лабораторные
блоки, доставка к которым специалистов и исследователей бу¬
дет проводиться с помощью ВКС.
Главной задачей транспортной космической системы, по
крайней мере в 1980-е годы, является доставка полезных наг¬
рузок на околоземные (геоцентрические) орбиты. Дополнитель¬
ная функция при необходимости будет заключаться в посещении
этих объектов для обслуживания или ремонта и в некоторых
случаях - возвращения их на Землю для инспекции или вос¬
становления. Меньшая часть полезных нагрузок будет выводить¬
ся на межпланетные траектории. Полезные нагрузки, заплани¬
рованные для выведения в 80—х годах, можно классифициро¬
вать следующим образом.
1. Автоматические спутники прикладного назначения для
связи, метеорологических наблюдений, навигации, измерения
характеристик земной поверхности и океанов, а также для вы¬
полнения других операций.
2. Автоматические спутники для наблюдения планет, Солн¬
ца и звезд, для измерения гравитационных и магнитных полей,
изучения радиации и регистрации частиц.
3. Автоматические межпланетные аппараты для изучения с
малых расстояний или непосредственно планет и естественных
спутников, астероидов, комет и, наконец, самого Солнца.
4. Неотделяемые обитаемые блоки, выводимые в грузовом
отсеке ВКС и используемые для научных экспериментов и ис¬
пытаний сложных систем в космическом пространстве в тече¬
ние длительных интервалов времени (до месяца и более).
5. Обитаемые автономные лабораторные модули и блоки
космических станций, в которых будут проводиться уникаль¬
ные и сложные эксперименты, в том числе отработка произ¬
водственных процессов и методов клинической медицины.
Последующее развитие полезных нагрузок может пойти
по пути создания пилотируемых КК для полетов в окрестности
ближайших планет с целью подготовки последующих экспедиций
с высадкой на эти планеты [ 9-10].
20
1.2.1 Цели и методы исследования Солнечной системы
и роль транспортной космической системы
Решение проблем определения состава полезных нагрузок,
выводимых в космическое пространство, и планирование косми¬
ческих программ определяют в конечном итоге модель транс¬
портных операций [2134-220].
В работе [39] рассматриваются цели и особенности разви¬
тия прикладных космических программ. Ниже излагается кон¬
цепция общества AIAA [36 ], посвященная целям и методам
исследования Солнца и планет Солнечной системы.
В 1965 г. Национальная академия наук сформулировала
три общих вопроса, на которые должна давать ответы програм¬
ма космических исследований:
1) каково происхождение и как проходила эволюция Вселен¬
ной, и особенно Солнечной системы, в которую входит Земля?
2) каково происхождение жизни и как происходит ее эволк>-
ция и распределение, включая жизнь вне Земли?
3) каким образом динамические процессы и явления, про¬
исходящие вне Земли, влияют на характеристики земной окру¬
жающей среды?
Эти вопросы не новы. Философы и ученые задавали их в
течение многих веков. Новым является то, что космические
исследования позволяют нам приблизиться к ответам, которые
будут иметь важное значение для безопасности человечества в
настоящее время и его развития в будущем. Поэтому де¬
лается попытка оценить возможность ответа на три следующих
практических вопроса:
1) почему мы должны исследовать Солнечную систему?
2) почему для нас важно понимание Солнечной системы и
как оно связано с такими насущными проблемами, как здраво¬
охранение, транспорт, энергетика, распределение ресурсов, за¬
щита окружающей среды и т.п.?
3) почему нельзя подождать, пока все эти проблемы на
Земле будут решены, а лишь потом пытаться решать их в кос¬
мосе?
С давних времен усилия человека, пытавшегося понять
устройство Солнечной системы, имели фундаментальное значе¬
ние для его технологического прогресса и развития взглядов
на свое место во Вселенной. Распознавание времен года и их
связи с временем и местом восхода и захода Солнца было
важно для развития сельского хозяйства. Для того, чтобы се¬
ять злаки и затем собирать урожай, человеку пришлось осно—
21
ватъ первые постоянные поселения, которые впоследствии при¬
вели к образованию городов и стран. В древнем Египте изме¬
рения времени восхода определенных звезд использовались для
прогноза подъема уровня воды в Ниле и точного времени сева.
Связь положений Солнца, Луны и звезд с временами года, при¬
ливами и наводнениями вызвала появление астрологии — веры
в то, что небесные тела управляют жизнью людей. Придавая
большое значение астрологии, древние невооруженным глазом
и с помощью визирных кругов проводили точные наблюдения
планет - звездоподобных объектов, которые перемещались на
фоне кажущихся неизменными созвездий. Ко времени Птоломея
(около 130 г. до н.э.) эти наблюдения усилиями древних фи¬
лософов были связаны в довольно сложную теорию, согласно
которой Земля была постоянным центром Вселенной, а Солнце,
Луна, планеты и звезды вращались вокруг этого центра. В
средние века теория Птоломея стала частью догматической
философии, которую по определению должны были разделять все
образованные европейцы.
Коперник (и некоторые другие до него) бросили вызов сис¬
теме Птоломея. Он утверждал, что вокруг Земли обращается
только Луна, а Земля вращается вокруг собственной оси и
вместе с остальными планетами движется вокруг Солнца.
Вслед за Коперником и другие ученые начали подвергать сом¬
нению установившиеся доктрины, и это дало выход любопытст¬
ву, изобретательности и обшей раскованности мышления, кото¬
рая отличает современную цивилизацию от средневековой. В
1609 г. Галилей, наблюдая за небесными объектами в теле¬
скоп, подтвердил теорию Коперника. Он обнаружил, что Юпи¬
тер имеет форму шара, а вокруг него обращаются четыре спут¬
ника - нечто вроде масштабной модели Солнечной системы.
Он также был первым, кто увидел горы и кратеры на Луне,
фазы Венеры, аналогичные лунным, и пятна на Солнце. Еще
раньше Галилей был первым ученым, который объединил экспе¬
рименты с математическим аппаратом, чтобы объяснить дви¬
жение падающих объектов на Землю. В результате стало оче¬
видно, что как для небесных, так и для земных объектов су¬
ществует некий единый принцип движения. Исаак Ньютон сфор¬
мулировал этот принцип в 1686 г., опубликовав свои законы
движения и гравитации. Эти законы явились началом современ¬
ной физики и до сих пор служат в качестве главного инстру¬
мента современной техники.
В середине XIX в. было сделано другое важное открытие.
Наблюдения за спектром солнечного света и его сопоставле—
22
tone co спектрами химических элементов, полученными в лабо¬
ратории, привели к пониманию того факта, что Солнце и Зем¬
ля состоят из одних и тех же веществ. Эти сведения открыли
путь современной химии и атомной физике.
Все эти открытия относительно Солнечной системы заста¬
вили человека изменить взгляд на мир и на свое место в нем.
Вместо того, чтобы быть центральной фигурой в таинственной
и прихотливой вселенной, человек оказался небольшой частицей
природы, которую он, однако, надеется понять и которой, воз¬
можно, он сможет частично управлять. В последние годы при¬
менение КА позволило в огромной степени увеличить объем
знаний о Солнечной системе. КА выносят телескопы за преде¬
лы земной атмосферы, где они могут регистрировать излуче¬
ния в любых диапазонах спектра и таким образом получать ин¬
формацию об атмосферах планет и Солнца. КА доставляют дат¬
чики непосредственно в области существования межпланетного
газа. Они позволяют фотографировать поверхности планет с
разрешением в сотни метров вместо сотен километров и иссле¬
довать взаимодействие некоторых планет с обтекающим их сол¬
нечным ветром. Получаемый за счет всего этого выигрыш в
понимании Вселенной косвенным образом воздействует на нашу
повседневную жизнь через множество малозаметных каналов,
однако можно ожидать, что результирующее влияние на буду¬
щий прогресс человечества окажется весьма значительным.
Исследование человеком Солнечной системы зачастую счи¬
тается не более чем упражнениями, удовлетворяющими его ин¬
теллектуальное любопытство и не имеющими иной цены кроме
того, что они позволяют понять происхождение человечества и
тем способствуют его чисто интеллектуальному развитию. Та¬
кой взгляд, однако, страдает ограниченностью. Даже нэ работ
первых астрономов человечество извлекло огромную пользу,
по существу для всех областей своей деятельности. Потенциаль¬
ную выгоду от исследования Солнечной системы, как впрочем
и от любой научно-исследовательской программы, масштаб вре¬
мени которой измеряется десятилетиями, нельзя оценивать
обычными критериями, используемыми при анализе прибылей и
затрат. История знает примеры, когда прогресс непосредствен¬
но определялся казалось бы отвлеченными исследованиями
фундаментального характера и именно этот аспект изучения
Солнечной системы содержит его главное обоснование. Тем не
менее уже сейчас, на начальной стадии исследования Солнеч¬
ной системы, некоторые потенциальные выгоды начинают про¬
являться наглядно. Например, солнечное излучение не только
23
источник всех форм жизни (равно, как и опасность для жизни),
но и один из двух важнейших потенциальных источников энер¬
гетики. Кроме того. Солнце служило моделью при разработке
многих других источников энергии. Общий принцип термоядерно¬
го синтеза — еще один из потенциальных источников энерго¬
снабжения — первоначально был сформулирован на основе наблю¬
дений за Солнцем.
Возмущения в солнечном ветре, вызываемые вспышками на
Солнце, приводят к появлению аналогичных возмущений в зем¬
ной магнитосфере (магнитные бури). Эти магнитные бури яв¬
ляются причиной перерывов связи, равно как и впечатляющих
полярных сияний. Они могут быть весьма опасными для космо¬
навтов, но могут оказывать также воздействие на экипажи и
пассажиров самолетов. Нам необходимо знать больше об этих
странных явлениях. Статистические исследования позволяют
предположить, что магнитные бури могут сильно влиять на
глобальные характеристики погоды Земли. Таким образом, наб¬
людение за солнечным ветром может стать важным элементом
полного прогнозирования погоды.
Ультрафиолетовые и рентгеновские лучи, испускаемые Солн¬
цем, создали земную ионосферу, которая используется для даль¬
ней радиосвязи. Другим жизненно важным продуктом солнеч¬
ного УФ-излучения является слой озона в земной атмосфере.
Озон обладает важным свойством поглощать УФ-лучи и пре¬
пятствовать их попаданию на поверхность Земли. Без этого
защитного слоя протекание жизни, по крайней мере в том ее
виде, который мы знаем, было бы очень затруднено или даже
невозможно. Таким образом, понимание вариаций солнечного
ионизирующего излучения играет большую практическую роль.
Планеты Солнечной системы представляют собой идеальные
природные лаборатории для наблюдения в увеличенных масшта¬
бах за теми явлениями, которые происходят и на Земле. В
частности, изучение захваченной радиации и магнитных полей
других планет служит важным средством для понимания меха¬
низмов образования и развития всех планет, включая и нашу
собственную. Такое понимание может внести вклад в решение
проблем сохранения источников воды на Земле и контроля дол¬
госрочных трансформаций нашей атмосферы. Нельзя также иг¬
норировать возможность того, что необитаемые планеты могут
понадобиться в качестве космических лабораторий для проведе¬
ния экспериментов, которые, с одной стороны, необходимы для
выживания человечества, а с другой — слишком опасны, чтобы
их можно было осуществлять на Земле. Например, уже сейчас
24
рассматривается возможность выброса радиоактивных отходов
от атомных энергоустановок в межпланетное пространство или
на Солнце.
Исследование Солнечной системы может дать ответы на
множество других, еще более специфических вопросов, которые
непосредственно относятся к области земных интересов. Очень
точное измерение расстояний в межпланетных масштабах сей¬
час применяется для межконтинентальных геодезических пост¬
роений. Полученные данные дают основу для исследования зем¬
летрясений и вулканической деятельности. Методы стерилиза¬
ции, первоначально разработанные для планетного карантина,
настолько превосходят обычные медицинские методы, что сей¬
час они быстро внедряются в крупных клиниках по всей терри¬
тории США и их применение уже начинает сказываться на ус¬
пешном проведении сложных медицинских процедур - и это
всего лишь через 16 лет после первого космического запуска.
Принципы миниатюризации и обеспечения надежности, необхо¬
димые для реализации длительных полетов в дальний космос,
сейчас используются при создании радио- и телевизионных при¬
емников, ЭВМ, устройств связи и во множестве других облас¬
тей.
В ближайшие несколько лет можно ожидать создания 'са—
моремонтируюшихся' электромеханических систем для КА, пред¬
назначенных для полетов к внешним планетам, поскольку в
этих операциях время прохождения сигналов с Земли на борт
аппарата и обратно измеряется часами. Эти межпланетные
аппараты будут также располагать достаточной долей 'искус¬
ственного интеллекта', позволяющей им реагировать на собы¬
тия, требующие почти мгновенных решений. Такие системы вне¬
сут значительный вклад в технологический потенциал для усо¬
вершенствования земных систем транспорта и связи.
Хотя в этих косвенных путях влияния космических иссле¬
дований на земную жизнь содержится еще много 'видимых'
выгод, не следует упускать основную мысль - они ни в коем
случае не являются единственным или даже главным оправда¬
нием расходов на космические исследования.
И именно на 'пути к звездам' человечество ожидают наи¬
большие достижения. Прежде всего, Солнечная система принад¬
лежит всему человечеству, и общие цели по ее исследованию
служат для объединения стран в таких областях, где все участ¬
ники могут только выиграть. В этом смысле наука, подобно
искусству, открывает возможности для культурного обмена -
общей почве, на которой целесообразнее сотрудничать, чем
4-1
25
конфликтовать. Одно из главных преимуществ международного
сотрудничества в космических исследованиях заключается в
ослаблении жестких ограничений, налагаемых формальными и
неформальными договорами и соглашениями. Кроме того, меж¬
дународное сотрудничество прокладывает путь к взаимному
обогащению технологий и исключению дублирования работ. Все
эти факторы, связанные с привлечением других стран, помога¬
ют оправдывать продолжение отдельных программ. Типичным
примером может служить привлечение международной западно¬
европейской организации ESRO к разработке летного блока
Spacelab, который будет использоваться совместно с амери¬
канским ВКС. Не последнюю роль играет также и конкурен¬
ция. Космические исследования предлагают гораздо более
привлекательные стимулы для широких технологических дости¬
жений, особенно если можно установить целесообразный ба¬
ланс между международным сотрудничеством и конкуренцией
в деле освоения космического пространства.
Фундаментальным мотивом для проведения исследований в
космосе является поиск внеземной жизни. В настоящее время
непосредственные доказательства в пользу существования жиз¬
ни на какой-либо из других планет отсутствует. Однако сов¬
ременные методы исследования вряд ли бы позволили обнару¬
жить жизнь и на Земле. Утверждается, что если жизнь любого
вида будет открыта где бы то ни было в нашей Солнечной сис¬
теме, то это позволит полагать, что она будет появляться
всюду, где только существуют условия для возникновения жиз¬
ни и, следовательно, где-то в нашей Галактике существуют,
по-видимому, развитые цивилизации. Ничто не может больше
повлиять на человека, его философию или его институты, чем
открытие где-то разумной жизни и последующей необходимос¬
ти считаться с ней.
Именно в таком свете следует рассматривать мотивы для
исследования Солнечной системы, а не в рыночных понятиях
сравнения расходов и прибылей с другими, очень важными, но
по необходимости краткосрочными национальными нуждами.
Последний вопрос: почему нельзя сначала решить все проб¬
лемы на Земле, а затем уже устремляться в космос? Это,
наверняка, самый трудный та трех вопросов, если отвечать на
него непосредственно и конкретно. Ясно, что ассигнований
всегда бывает недостаточно для всех заслуживающих того
программ и национальный бюджет, равно как и бюджет фирмы
или семьи, представляет собой результат взаимоувязывания
многочисленных потребностей. Экономисты пытаются достичь
26
желаемого результата с помощью формальных методов анали¬
за типа прибыль-затраты, т.е. в их понимании программа, обе¬
щающая максимальную прибыль на единицу затрат, должна
иметь приоритет. Но как в этом случае количественно оцепить
будущие, во многом еще заранее неизвестные выгоды? Или
затраты, если в них нужно тогда включать фактическую стои¬
мость истощения национальных ресурсов или ухудшение состо¬
яния окружающей среды?
Именно предвидение, например, позволило мыслящим уче¬
ным и инженерам много лет назад предсказать приближение
современного энергетического кризиса. Научное предвидение
было ключевым элементом потенциально важного открытия,
которое сделал физик Ганс Бете, опубликовавший в 1933 г.
свою теорию процесса преобразования энергии на Солнце. Эта
теория, имевшая колоссальное значение для научного мира,
казалась мало применимой на Земле до тех пор, пока не раз¬
разился энергетический кризис. Теория и техника осуществле¬
ния термоядерной реакции, наверное, самая большая надежда
земной энергетики возникла из казалось бы абстрактных аст¬
рофизических построений д-ра Бете.
В более поздние времена группа ученых открыла вакцину
полиомиелита. Но их открытие было бы невозможным, не будь
электронного микроскопа - прибора, который был разработан
для целей, абсолютно не относящихся к медицинским иссле¬
дованиям.
Очевидно, что хорошо продуманное долгосрочное планирова¬
ние совершенно необходимо для поддержания Земли в пригод¬
ном для жизни состоянии. Эго планирование должно произво¬
диться в глобальном масштабе и должно учитывать нужды
всех народов. Прямые выгоды для человечества от тех знаний
и тех инструментов, которые приобретаются как следствие
исследования Солнечной системы, лишь теперь начинают опре¬
деляться. Бюджет NASA на 1974 г. составил 3 млрд.долл.,
из них около 350 млн.долл, непосредственно вкладываются в
проекты по исследованию Солнечной системы. Полный феде¬
ральный бюджет США составляет 269 млрд.долл., откуда
25 млрд.долл. идут на погашение государственного долга,
81 млрд.долл. — на оборону и около 126 млрд.долл. на чело¬
веческие ресурсы. В то же самое время треть миллиарда дол¬
ларов, которая отводится на исследование Солнечной системы
(0,13% полного бюджета), - слишком малые капиталовложе¬
ния в будущее.
На основании представленной в работе [36] информации де¬
лаются следующие выводьь
27
4-2
1. Для США целесообразно установить сбалансированную
национальную программу исследований, которая гарантирует
непрерывность научных исследований во всех областях челове¬
ческого знания и обеспечит непрерывно расширяющийся гори¬
зонт технологических возможностей.
2. Изучение Солнечной системы является важным научным
направлением, которое заслуживает быть па одном из высших
уровней приоритета в сбалансированной программе научных ис¬
следований.
3. Тот объем усилий, который страна вкладывает в научные
исследования Солнечной системы сегодня, в значительной сте¬
пени влияет на ее способность решать эти задачи в будущем и
выдерживать соревнования с другими технологически развиты¬
ми нациями.
4. Исследование Солнечной системы уже внесло значитель¬
ный вклад в решение земных проблем человечества, но глав¬
ные результаты этой деятельности начнут сказываться в буду¬
щем и проявятся в виде знаний, накопленных в процессе изу¬
чения фундаментальных свойств земного окружения.
5. Исследование Солнечной системы вследствие своей спе¬
цифической зависимости от передовой технологии и предельно
долгосрочного планирования проектов требует материального
обеспечения не годовыми порциями, а на долгосрочной основе.
Короткопериодические флюктуации ассигнований - с периодом,
например, в пять или менее лет - не только явятся причиной
серьезных потерь в будущем, но и могут привести к бесцель¬
ным затратам национальных финансовых и технологических ре¬
сурсов.
Из этого принципа постоянства ассигнований вытекает, что
вложение средств в долгосрочные исследовательские программы,
влияние которых может проявиться лишь через длительные
интервалы времени, измеряемые десятилетиями, не должны под¬
чиняться тем же ограничениям (например, социальному обес¬
цениванию), которые обычно применимы к менее долгосроч¬
ным проектам разработки или строительства, требующим ка¬
питальных вложений.
28
1.2.2 Исследование возможностей транспортного
обслуживания геостационарной зоны
околоземного космоса [37-j-38j
Известный американский специалист в области космонавти¬
ки Крафт Эрике изложил свои взгляды на перспективы разви¬
тия транспортных операций в космосе и принцип промежуточ¬
ной орбитальной станции [37]. По мере ввода в строй парка
ВКС, все более важную роль будут приобретать экономичные
и гибкие схемы транспортного обслуживания геостационарной
зоны околоземного космоса. Растущее многообразие геосин¬
хронных операций потребует множества транспортных услуг,
которые сможет обеспечить лишь транспортная система, имею¬
щая в своем составе эффективные межорбитальные аппараты
или ступени, обладающие высокими энергетическими характе¬
ристиками. Должна существовать возможность использования
этих аппаратов в различных комбинациях для создания необхо¬
димых транспортных схем, работающих таким образом, чтобы
минимизировать требуемое количество перемещения материа¬
лов, а там, где это перемещение необходимо, чтобы оно вы¬
полнялось с минимальным расходом топлива. Среди таких
транспортных схем можно представить схему с использовани¬
ем промежуточной орбитальной станции, а среди перспективных
межорбитальных аппаратов - ступень с электроракетной двига¬
тельной установкой.
Основные экономические нужды человечества связаны с
социоэкологическими и биоэкологическими требованиями и ог¬
раничениями, т.е. с характеристиками существования человека,
окружающей его среды и биосферы. По мере роста народона¬
селения и глобальной индустриализации эта связь становится
все более тесной. Вследствие этого экономические тенденции,
которые обычно считаются краткосрочными, начинают содер¬
жать в себе долгосрочные компоненты, соответствующие боль¬
шим постоянным времени социоэкологических и даже биоэко-
логических процессов. В свою очередь, это приводит, в част¬
ности, к тому, что так называемое ближайшее будущее как бы
раскрывается и открывает вид на более отдаленную перспек¬
тиву, когда речь идет о фундаментальных экономических требо¬
ваниях. Ближайшее будущее иногда приравнивают предсказуе¬
мому, свободному от неожиданностей будущему. Однако ничто
не является точно предсказуемым и, следовательно, свободным
от неожиданностей. Зачастую отдаленное будущее в большей
степени подчиняется фундаментальным тенденциям, чем так
29
называемое ближайшее будущее, в котором превалирующее вли¬
яние имеют случайные флюктуации. Важно уметь оценивать пос¬
ледствия данных решений в смысле минимизации неблагоприят¬
ных или критических неожиданностей. Под термином 'неожи¬
данности' подразумеваются события или изменения, которые
возможны или вероятны, но появление которых не является
ни определенным, ни предсказуемым в данное время или в дан¬
ных условиях. 'Энергетический кризис' является примером воз¬
можного или вероятного, но не предсказуемого явления -
настолько близкого и в то же время настолько непредвиденно¬
го, что оно явилось полной неожиданностью для тех, кто зави¬
сит от предсказаний - от администраторов до футурологов. С
другой стороны, бессмысленно полагаться на благоприятные
неожиданности типа великих открытий или изобретений. Если
они произойдут, то увеличат запас альтернатив. Но они могут
никогда не произойти, если сейчас отказываться от рассмотре¬
ния действий или операций только на том основании, что после
'ближайшего будущего' они будут выполняться лучше или по-
другому. Отказываться думать вне пределов узкого горизонта
равносильно использованию линейной экстраполяции, а этот
способ совершенно неприемлем как с вычислительными маши¬
нами, так и без них.
По указанным выше причинам более целесообразно осущест¬
влять планирование исходя из модели мира как совокупности
неблагоприятных событий и быть готовым к их преодолению,
чем основываться на ближайшем будущем; поэтому надо мыс¬
лить в терминах релевантного будущего - периода времени, в
течение которого последствия определенных фундаментальных
решений, принятых сегодня, релевантны для минимизации по¬
тенциально неблагоприятных воздействий неожидашгостей, ког¬
да и если (в релевантном будущем) они наступят. Протяжен¬
ность этого периода времени различна для разных состояний
культуры и Цивилизации. Из-за упоминавшейся выше взаимо¬
связи экономики с более фундаментальными процессами, имею¬
щими большие постоянные времени, релевантное будущее сле¬
дует отсчитывать от наших дней на два-три поколения, т.е.
примерно на сотню лет вперед.
Внеземная индустриализация представляет собой одно из
важнейших направлений, реализация которого в ближайшие два
десятилетия будет весьма релевантна в следующие сто лет,
вне зависимости от того факта, что его последующие способы
реализации будут лучше. При действительной релевантности
основных решений (если, конечно, нынешнее поколение сумеет
30
проявить необходимую твердость и дальновидность) они будут,
естественно, распространяться за пределы современного ре¬
левантного будущего, хотя на них должны воздействовать но¬
вые постоянные времени, которые определят соответствующие
им виды релевантного будущего. Мероприятия с периодом ре¬
левантности порядка ста лет требуют капиталовложений и зат¬
раты ресурсов, которые, следовательно, нельзя будет вложить
в другие мероприятия. Так как даже долгосрочные капитало¬
вложения обычно планируются на срок не более 2СМ-3 О лет,
отсюда следует, что каждому крупному мероприятию соответст¬
вует некоторая социоэкономикотехническая рациональность. На¬
зовем эту постоянную времени рациональным будущим.
Имея в виду релевантное будущее, мы тем самым гаранти¬
руем, что важное не будет забыто под влиянием того срочного
и воображаемого, которое проходит по графе 'ближайшее бу¬
дущее'. Распределение ресурсов в соответствии с рациональ¬
ным будущим гарантирует, пто достижимым не пренебрегут ра¬
ди идеального при условии, что предпринятые действия сов¬
местимы и целесообразны с точки зрения синергической интег¬
рации методов решения проблем рационального будущего с це¬
лями релевантного будущего.
Приведенные соображения составляют основу проводимого
К. Эрике [37] анализа экономики использования космического
пространства и соответствующих моделей роста (корреляции
между полезностью и эволюцией космических операций). Обо¬
снование внеземной индустриализации нельзя найти только в
недостатке скрытых материалов. Там, где недостаток сырья
становится фактором, это происходит не из-за природной (до¬
исторической) недостаточности, а вследствие того, что упо¬
мянутый выше процесс взаимодействия экономики и прочих яв¬
лений препятствует экономически целесообразному извлечению
сырья по причине возрастания социальных и экологических зат¬
рат. Главное обоснование состоит из двух частей: (А) выход
в космическое пространство открывает новую следу, в кото -
рой потребный рост интенсивности получения сырья и произ¬
водительности индустрии (не обязательно полностью зависящей
от Земли), может быть гарантирован на жизнеспособной эко¬
номической базе при использовании технологий, неприемлемых
на Земле. (Б) возможно, что использование внеземного окру¬
жения позволит уменьшить расход энергии и сырья. Оба нап¬
равления относятся как к рациональному, так и к релевантно¬
му будущему.
Уже существующим примером направления (Б) является ис-
31
пользование спутников для передачи информации, тем самым
экономятся миллионы тонн металла, который был бы затрачен
на кабели, и соответствующий объем энергии на их изготовле¬
ние. Другой, пример - спутник наблюдения Земли, экономящий
большое количество горючего, которое потребовалось бы для
аэрофотосъемки. Наконец, пример потенциальной реализации
направления (Б) — спутник для ретрансляции энергии, который
позволит сэкономить большое количество проводов и во мно¬
гих случаях полезной земли, отводимой обычно под высоко¬
вольтные энерголинии. Примеры обоих направлений можно было
бы продолжить, однако для данного исследования важно под¬
черкнуть, что их жизнеспособность зависит от возможности
обеспечения недорогих коммерческих транспортных космичес¬
ких операций. Создание экономичного потока товаров и услуг
столь же важна для внеземной коммерции, сколько и для на¬
земной. Таким образом, коммерческий космический транспорт
становится жизненно необходимым для релез..нтного будущего.
Термин 'коммерческие транспортные операции' содержит
два важных понятия — 'транспорт' и 'операции', которые
составляют две стороны коммерческой модели. 'Транспорт'
означает экономически эффективный, стандартизованный, гиб¬
кий по отношению к разным графикам поток товаров и услуг.
'Операция* в данном контексте подчеркивает интеграцию транс¬
портных перевозок в общую программу коммерческой деятель¬
ности в космической зоне. Оба эти понятия показывают, что
коммерческая транспортная система не самоцель, а средство,
служащее деловому освоению и использованию космоса. Лю¬
бая транспортная система является инструментом, но дело,
предприятие, которому она служит, могут быть различными.
Следовательно, критерии ценности для космической транспорт¬
ной системы, используемой при исследовании космоса, не бу¬
дут теми же самыми, что и для коммерческого космического
транспорта. Исследовательский космический транспорт вряд ли
применим для коммерческих транспортных операций. Напротив,
коммерческий транспорт почти полностью применим для иссле¬
довательских операций и расширяет возможности космических
исследований, так что выступление ученых против коммерчес¬
кой транспортной космической системы (которые были доволь¬
но многочисленны при обсуждении программы создания ВКС в
комиссиях конгресса США) выглядят нелогичными. Помимо по¬
тенциальных возможностей широкого применения эффективная
система космического транспорта обладает еще одним важным
свойством - она минимизирует объем перевозок, т.е. исклю¬
32
чает необязательные перемещения объектов и, следовательно,
необязательный расход топлива. Помимо всего прочего топливо
на околоземной орбите будет стоить 25Oj-44O тыс.долл. за
1 т даже после ввода в эксплуатацию ВКС, а его стоимость
на геостационарной орбите при наличии системы ВКС и МТА
будет составлять 170CU2300 тыс.долл. за 1 т. Третьей важ¬
ной характеристикой коммерческой транспортной космической
системы является то, что она должна быть способной обслужи¬
вать широкий спектр потребителей. Специально спроектирован¬
ный транспорт для каждой новой цели мог использоваться при
исследовании космического пространства, но никак пе в ком¬
мерческих операциях. Этот критерий значит гораздо больше,
чем очевидная необходимость применимости данного транспорт¬
ного аппарата к широкому диапазону полезных нагрузок. Он
означает, что вся сумма транспортных аппаратов, т.е. элемен¬
тов транспортной системы, отвечающей конкретной мозаике пе¬
ревозок, должна обладать высокой операционной универсальнос¬
тью не только применительно к данной номинальной мозаике,
но и в том смысле, что она позволит формировать другую мо¬
заику, всякий раз добавляя новую область к спектру обслужи¬
вания и увеличивая потенциал роста. Например, транспортная
космическая система, у которой номинальная мозаика перево¬
зок (например, перевозки между низковысотной геоцентричес¬
кой орбитой и геостационарной орбитой), предусматривает э<}>-
фективное применение аппарата с электроракетными двигате¬
лями в качестве одного из элементов, допускает большую уни¬
версальность в смысле дальности, эксцентриситета и накло¬
нений, чем полностью термохимические системы, будучи преоб¬
разованной в другую систему для обслуживания других удален¬
ных орбит. Использование промежуточной орбитальной станции
расширяет универсальность транспортной мозаики как полно¬
стью термохимической, так и термохимическо—электроракетной
систем. Но какой бы пи была эта система, она должна укла¬
дываться в полный комплекс коммерческих мероприятий кос¬
мической эоны. В свою очередь, этот комплекс явится объек¬
том эволюционных изменений. Изменения будут вызываться
ростом потребностей и приводить к расширению деловых опера¬
ций, а этот процесс должен катализироваться транспортной
системой, характеристики которой позволят осуществлять ука¬
занное расширение без ненужного ограничения операций из-за
негибкости транспортного сектора. В любом случае эволюци¬
онные изменения комплекса коммерческих операций будут при¬
водить к изменению самой транспортной системы. В этом со—
5-1
33
держится дополнительное обоснование необходимости обеспече¬
ния приспособляемости за счет универсальности транспортной
системы.
Экономически целесообразно создавать транспортные сис¬
темы, совместимые с реальностями рационального будущего,
не упуская при этом из виду релевантное будущее. Чем коро¬
че период амортизации, тем выше должна быть прибыль от
начальных капиталовложений - иначе неизбежны потери капи¬
тала.
В сводке, подготовленной специалистами фирмы Rockwell
International Corp. на основе независимых экономических
исследований, показано, что за период примерно с 1962 по
1973 гг. каждый доллар, вложенный в космическую технику,
стимулировал национальную экономику США следующим обра¬
зом: 1) увеличением валового национального продукта на
2,5 долл.; 2) повышением личного дохода на 2 долл.; 3) уве¬
личением расходов потребителя на 1,5 долл. В сумме все это
привело к увеличению прибыли от каждого доллара федеральных
ассигнований на 50 центов. Такой уровень экономической эф¬
фективности правительственных ассигнований представляется
очень высоким. Этот факт полностью опровергает заявление
тех, кто обычно пытается проталкивать весьма эффективные
программы расходов и при этом заявляет, что 'космические
деньги — это выброшенные деньги'. Тем не менее в строгих
экономических терминах приведенные результаты еще не гаран¬
тируют положительного дохода от капиталовложений, необходи¬
мого для жизнеспособной коммерции в экономике'свободного'
рынка. Даже если предположить, что будущая коммерческая
деятельность основывается на транспортной системе, разрабо¬
танной на правительственные ассигнования (поскольку обычно
капиталовложения такого объема и соответствующая долгосроч¬
ная прибыль превосходят возможности частного капитала),
предприятие все равно должно выплачивать какие-то вознаграж¬
дения потребителям, что позволит транспортной космической
службе, представляющей собой общественную собственность,
стать, по крайней мере, не убыточней. Далее, быстрая сте¬
пень старения должна потребовать нереально высокий уровень
прибыли, иначе придется допустить дефицит. Этот же фактор
ускоряет потребность в новых капиталовложениях, что предста¬
вляет собой двойное неудобство. С другой стороны, большой
операционный ресурс системы и составляющих ее элементов
является серьезным экономическим преимуществом.
Одним из наиболее важных направлений будущего космичес-
34
кого транспорта явятся перевозки между низковысотнымп гео¬
центрическими орбитами и геостационарной орбитой. Па гео¬
стационарную орбиту придется выводить все большее количест¬
во прикладных спутников; размеры и массы спутников будут
относительно небольшими. Вследствие технических усовершенст¬
вований степень старения должна оставаться сравнительно
высокой. Два эти фактора сделают предпочтительным такой ре¬
жим обслуживания, при котором спутники будет выгодно сни¬
мать с орбиты или для ремонта, или просто для замены дру¬
гими, усовершенствованными образцами. По мере увеличения
размеров и масс систем их скорость старения должна быстро
снижаться, иначе они перестанут быть экономически жизнеспо¬
собными. Это значит, что более важными станут не техничес¬
кие усовершенствования, а методы обслуживания на месте, с
заменой стандартизованных блоков. Увеличение массы приведет
к повышению стоимости возвращения объектов с орбиты, а уве¬
личение размеров постепенно приведет к необходимости сборки
на орбите, так что если объект даже и придется возвращать,
то уже не на поверхность Земли, а на геоцентрическую орби¬
ту малой высоты. Все эти факторы смешают точку экономи¬
ческой целесообразности в сторону орбитального обслужива¬
ния. Но увеличение масс, размеров и количества геостационар¬
ных объектов будет говорить против обслуживания на низковы¬
сотной орбите - в пользу обслуживания на орбитах больших
энергий, т.е. или на промежуточной орбитальной станции (ПОС),
или на геостационарной орбитальной станции (ГОС). Каждая
из станций может служить базой для инспекции и мелкого ре¬
монта на месте, проводимых МТА, или же в качестве 'кос¬
мического сухого дока' для спутников, нуждающихся в серьез¬
ном ремонте. Кроме того, ПОС является составным элементом
транспортной системы, обслуживающей геостационарную орби¬
ту. ПОС движется по орбите с периодом 10-10,5 ч, высотой
в перигее около 555 км и высотой в апогее несколько ме¬
нее высоты геостационарной орбиты. Один МТА (перигейный
МТА) курсирует между перигеем орбиты ПОС и базовой ор¬
битой ВКС, а другой аппарат (апогейпый МТА) - между апо¬
геем орбиты ПОС и геостационарной орбитой. Эта система
имеет значительные преимущества перед обычной схемой, так
“Принцип промежуточной орбитальной станции понимается в
том смысле, что станция создается на эллиптической орбите,
касающейся или почти касающейся в перигее низковысотной
геоцентрической орбиты, и в апогее - геостационарной орбиты.
35
5-2
как позволяет сократить расход топлива на единицу массы
полезной нагрузки, даже если используются только термохи¬
мические (на жидких кислороде и водороде) межорбитальные
аппараты. Кроме того, разделение апогейного и перигейного
маневров допускает свободу выбора средн типов используемых
аппаратов. В частности, для апогейных маневров можно будет
использовать межорбитальные аппараты с электроракетными
дв1ггателями.
Можно классифицировать схемы транспортных перевозок и
по другим признакам. Один из них, например, - использование
двигательных установок большой или малой тяги, скажем тер¬
мохимических и электроракетных. Другой признак - количест¬
во ступеней у межорбитальных аппаратов - одна или две, при
отсутствии промежуточных орбит. Третьим признаком может
служить наличие промежуточной орбиты. В последнюю катего¬
рию попадает большое число вариантов, но при этом необходи¬
мо использовать две или более 'ступеней* (этапов). Сюда
войдут встреча на пролете, межорбитальная встреча, перевоз¬
ки с межорбитальной дозаправкой и схемы с использованием
ПОС.
В случае схемы со встречей на пролете первая ступень
(или первый МТА) выводит вторую ступень на переходную
траекторию, проходящую через точку встречи, и сразу же пос¬
ле этого (т.е. с помощью второго околоперигейного маневра)
уходит на траекторию, пересекающую орбиту назначения — в
данном случае геостационарную орбиту. Пересекающая траек¬
тория выбирается так, чтобы вторая ступень успела выйти на
геостационарную орбиту, выполнить свою задачу, сойти с ор¬
биты на свою переходную траекторию и вернуться в перигей
к тому моменту, когда туда вернется первая ступень. Тот
факт, что эллиптические орбиты ступеней касаются в своих
точках перигея, позволяет осуществить встречу при незначи¬
тельном расходе топлива, стыковку и последующий перигейный
маневр первой ступени для возвращения обеих ступеней на
базовую низковысотную орбиту. Преимущества схемы со встре¬
чей на пролете состоят в том, что она требует лишь одного
рейса ВКС и увеличивает коэффициент полезной нагрузки (от¬
ношение полной массы транспортируемой полезной нагрузки к
массе израсходованного топлива). К ее недостаткам следует
отнести жесткие временные ограничения, высокую требуемую
точность навигации для обеспечения быстрой встречи и сты¬
ковки и дополнительный расход топлива первой ступенью для
выхода па пересекающую орбиту и сход с этой орбиты. Вре—
36
менные ограничения связаны с тем, что длина дуги геостаци¬
онарной орбиты, в пределах которой может работать вторая
ступень, ограничена точками пересечения этой орбиты с эллип¬
тической орбитой (пересекающей траекторией) второй ступени.
Кроме того, пересекающая траектория и отрезки траекторий,
по которым движется вторая ступень, должны быть симмет¬
ричны и соосны. Межорбитальная встреча аналогична предыду¬
щей схеме за исключением того, что первая ступень не уходит
на пересекающую фазирующую траекторию, а остается на про¬
межуточной орбите ожидания, которая может быть или круго¬
вой, или эллиптической. Вторая ступень самостоятельно пе¬
реходит на геостационарную орбиту и затем возвращается на
промежуточную орбиту ожидания, где встречается и стыку¬
ется с первой ступенью. После этого первая ступень возвра¬
щает систему на ниэковысотную базовую орбиту. При работе
в режиме большой тяги первая ступень разгоняет систему до
скорости, необходимой для выхода этой ступени на промежуточ¬
ную орбиту ожидания; вторая ступень отделяется и продолжа¬
ет разгон до скорости, достаточной для перехода на траекто¬
рию, касающуюся в апогее геостационарной орбиты. Ту же
схему можно использовать и в режиме малой тяги при усло¬
вии, что аппарат с двигателями малой тяги нечувствителен к
"захваченной* радиации, особенно к протонам нижнего радиа¬
ционного пояса. Это справедливо для ядерно-электрических ус¬
тановок, у которых к.п.д. солнечных элементе® лишь незначи¬
тельно уменьшается при воздействии протонного излучения
(например, при использовании солнечных элементов на арсени¬
де галлия). Если солнечно-электрическая двигательная уста¬
новка чувствительна к внутреннему поясу радиации, ее можно
устанавливать на второй ступени, которая буде/г выводить сис¬
тему на промежуточную орбиту ожидания — круговую или с пе¬
ригеем, находящимся выше внутреннего пояса. Иными словами,
ступень с двигателями большой тяги должна совершать допол¬
нительный маневр - выход на промежуточную орбиту. В об¬
щем случае при полете с малым ускорением (10-5 т IO-4 g )
накапливается не слишком большая доза радиации, если пе—
ригейное расстояние превышает 20 000 км. На высоте
20 000 км интенсивность полученной дозы составляет несколь¬
ко мепее 1013 электронов на 1 см3 при ускорении 10“4 g
и около 2-10-*-3 электронов на 1 см2 при ускорении IO*3 g
(имеются в виду электроны с энергией 1 M2fe), т.е. при ус¬
корении ICT4 g практически нет потерь мощности солнечных
батарей, а при 10~3 g потери составляют около 5%. Для
37
солнечных панелей, чувствительных к радиации, указанное пе¬
ригейное расстояние следует считать практической рекоменда¬
цией, если транспортный аппарат с двигателями малой тяги
должен совершить несколько рейсов с одними и теми же пане¬
лями и если предполагается добиться максимального выигрыша
от его энергетических возможностей (т.е. ускорение составля¬
ет до 10“5 g). С другой стороны, введя нижний предел на
реактивное ускорение ( > 10—4 g)t можно уменьшить допус¬
тимое перигейное расстояние до 15 000 км. То же будет
справедливо и для ускорения 10~° g , если допустить паде¬
ние мощности солнечной энергоустановки на 20%. Следует
учитывать также влияние на допустимое перигейное расстояние
характера распределения полезной нагрузки между ветвями тра¬
ектории. Например, если транспортный аппарат с двигателями
малой тяги выводит на орбиту тяжелую полезную нагрузку,
а возвращается пустой или с небольшим грузом, то он под¬
вергается наибольшему радиационному воздействию. Более вы¬
годно возвращаться с тяжелой полезной нагрузкой, а выходить
на орбиту с минимально возможным весом, поскольку в этом
случае во время выведения аппарат быстро проходит опасную
зону и сохраняет мощность энергоустановки на достаточно вы¬
соком уровне, а при возвращении он движется вначале медлен¬
но в безопасной зоне. Таким образом, предельное перигейное
расстояние должно лежать в пределах 15-20 тыс.км при ис¬
пользовании чувствительных к радиации солнечных элементов.
Этот фактор определяет дополнительное нагружение первой сту¬
пени с двигателями большой тяги и малого удельного импуль¬
са, поскольку вывод полезной нагрузки на орбиту радиусом
около 20 000 км требует значительных энергетических зат¬
рат — ненамного меньших, чем при выведении на геостационар¬
ную орбиту. С другой стороны, большая высота промежуточной
орбиты ожидания позволяет сократить время полета второй
ступени с двигателями малой тяги.
Трехэтапная (трехступенчатая) схема перевозок с возвра¬
щением полезной нагрузки представляет собой модифицирован¬
ный вариант схемы с межорбитальной встречей. В этом вари¬
анте первая транспортная ступень не ждет возвращения вто¬
рой ступени, а сразу же возвращаемся на низковысотную ба¬
зовую орбиту. За второй ступенью на промежуточную орбиту
ожидания посылают третью ступень. В случае, когда на треть¬
ей ступени используются двигатели большой тяги, дополнитель¬
ная стоимость еще одного рейса ВКС, т.е. 10 млн.долл., вряд
38
ли оправдана. Однако если на второй ступени установлены дви¬
гатели малой тяги, то время ее полета будет исчисляться ме¬
сяцами и держать на орбите ожидания ту же самую первую
ступень с криогенным топливом, которое имеет высокую сте¬
пень испарения (порядка 15 кг/сут), экономически нецелесооб¬
разно. В этом случае выгоднее вернуть Первую ступень на
базовую орбиту, а к моменту возвращения второй ступени на
промежуточную орбиту туда посылают третью ступень.
Схема с челночным обслуживанием промежуточной орбиты
предусматривает регулярные рейсы на линии промежуточная
орбита ожидания - геостационарная орбита при обслуживании
промежуточной орбиты с базовой орбиты или с поверхности
Земли. По существу, этот принцип напоминает схему с проме¬
жуточной станцией, но только без самой этой станции. Кроме
того, рейсовый аппарат малой тяги, курсирующей между проме¬
жуточной и геостационарной орбитами, требуется периодически
снимать с линии для проверок и ремонта. При использовании
такой схемы необходимо правильно выбрать соотношение меж¬
ду минимально допустимой высотой промежуточной орбиты, вре¬
менем между ремонтами, продолжительностью межорбитального
перелета и степенью падения к.п.д. солнечной энергоустанов¬
ки. С другой стороны, большая высота промежуточной орбиты
в данном случае не предъявляет больших требовашгй к обслу¬
живающему транспортному аппарату, поскольку он возвращает¬
ся на базовую орбиту без груза и, следовательно, может дос¬
тавлять на промежуточную орбиту достаточную массу полез¬
ной нагрузки. Кроме того, при высокой промежуточной орби¬
те уменьшаются требуемые затраты топлива аппаратом с дви¬
гателями малой тяги, который осуществляет перевозки между
орбитой ожидания и геостационарной орбитой. Другим важным
параметром в данной схеме является степень заправки топли¬
вом аппарата малой тяги. По-видимому, заправлять этот аппа¬
рат топливом па все рейсы между ремонтами нецелесообразно -
более экономично осуществлять периодическую дозаправку с
частотой, определяемой соотношениями между массой полезной
нагрузки, продолжительностью рейса и временем между ремон¬
тами - постоянной времени безремонтной работы. При величи¬
не этой постоянной порядка 600—800 сут дозаправка топли¬
вом может сократить среднее время полета туда и обратно на
10% для тяжелых полезных нагрузок (ускорение около 1O”5 g)
и в еще большей степени для легких полезных нагрузок (око¬
ло IO"4 g). Кроме того, дозаправка аппарата малой тяги пе¬
ред каждым рейсом уменьшает вариации динамических харак-
39
теристик этого аппарата во время полета, хотя и требует не¬
которого усложнения его конструкции. На промежуточной орби¬
те ожидания можно создать заправочный комплекс, где будет
храниться топливо для рейсовых аппаратов малой тяги. Таким
способом можно будет отделить перевозки топлива и полезной
нагрузки, производимые обслуживающим аппаратом большой тя¬
ги, от перевозок на линии орбита ожидания — геостационарная
орбита, причем аппарату малой тяги достаточно будет иметь
на борту топливо только на один рейс. Типичное топливо для
электроракетных двигателей хорошо сохраняется на орбите. Ко¬
нечно, наличие стартово—заправочного комплекса предъявляет
дополнительные требования, связанные с навигацией при встре¬
че и стыковке, и аналогичные требования при использовании
промежуточной орбитальной станции. По существу, орбитальный
стартово—заправочный комплекс является шагом вперед по нап¬
равлению к принципу промежуточной орбитальной станции.
Схему с ПОС можно рассматривать как наиболее перспек¬
тивный или наиболее последовательный результат комбинации
схемы с межорбитальной встречей и с обслуживанием проме¬
жуточной орбиты. Наличие ПОС в противоположность схеме с
обслуживанием промежуточной орбиты допускает возможность
выбора двигательной установки (большой или малой тяги) для
обеспечения перевозок между орбитой ПОС и геостанционар—
ной орбитой. Кроме того, ПОС позволяет ремонтировать аппа¬
рат малой тяги в космосе и тем самым исключает необходи¬
мость его доставки на поверхность Земли. Более того, при
снятии объектов с геостационарной орбиты им нужно сообщать
энергию, соответствующую уровню орбиты ПОС, а не базовой
низковысотной орбиты или поверхности Земли. Таким образом,
сокращается потребная интенсивность перевозок, что желатель¬
но с точки зрения критериев коммерческих транспортных пере¬
возок. Требуемая характеристическая скорость для снятия
объекта и его повторного выведения сокращается с 9,1 км/с
примерно до 4 км/с. С другой стороны, ПОС уменьшает сво¬
боду выбора высоты промежуточной орбиты и прочих элемен¬
тов этой орбиты, которая может потребоваться при переходе
к другим типам транспортных операций (например, для обслу¬
живания неэкваториальных синхронных орбит). Однако для
менее интенсивных или менее установившихся транспортных
ситуаций по сравнению с обслуживанием геостационарной ор¬
биты, очевидно, пет смысла создавать ПОС.
ПОС будет расходовать топливо для корректирующих манев¬
ров (при компенсации гравитационных возмущении или возму-
40
шений, связанных со стыковкой и расстыковкой). По-видимому,
для маневрирования ПОС целесообразно использовать электро-
ракетные двигатели. Эго позволит снизить расход топлива до
уровня, при котором экономические преимущества данной схе¬
мы (сокращение расхода топлива на транспортные перевозки
между базовой и геостационарной орбитами, а также меньшие
энергетические затраты на снятие и повторный вывод объектов,
их инспекцию и обслуживание) оставались значительными. Для
С
создания корректирующего реактивного ускорения 2'10“ g
при массе станции 50 т потребуется электроракетной двига¬
тельная установка с силой тяги около 10 II. Удельный им¬
пульс двигательной установки должен составлять --3000 с;
потребные размеры панелей солнечных элементов - около
2500 м^ (две поверхности по 1250 м^). Годовая потреб¬
ность в топливе будет достигать 10,5 т. Если перигейный
транспортный аппарат сможет доставлять Ют груза на орби¬
ту ПОС и возвращаться на базовую орбиту, то для снабжения
топливом ПОС потребуется один рейс перигейного аппарата в
год. В свою очередь, этому аппарату понадобится 15,5 т
топлива, т.е. ВКС в состоянии обеспечить доставку всего ко¬
личества топлива (26 т) за один рейс. Таким образом, для
снабжения ПОС массой 50 т топливом потребуется один рейс
ВКС и один рейс МТА в год. Стоимость операции составит
11 млн.долл. Экономия за счет применения ПОС будет гораз¬
до значительнее этой суммы, поскольку схема перевозок с
ПОС позволяет уменьшить расход топлива при перевозках меж¬
ду ниэковысотной базовой орбитой и геостационарной орбитой
(в расчете на 1 т полезной нагрузки, перевозимой туда и об¬
ратно) с 14—20 до 8,1 т, даже если на перигейном и апогей-
ном транспортных аппаратах будут установлены термохими¬
ческие двигатели.
Если выбрать наклонение орбиты ПОС равным 28°, то это
обеспечит ее компланарность с базовой орбитой, соответству¬
ющей максимуму полезной нагрузки ВКС, и минимизирует рас¬
ход топлива перигейным транспортным аппаратом. Требуемая
характеристическая скорость для перехода с низковысотной
базовой орбиты на орбиту ПОС (около 2,4 км/с) гораздо боль¬
ше, чем апогейное приращение скорости - 1,81 км/с при по¬
вороте плоскости орбиты на 28° или 1,45 км/с при компла¬
нарном апогейном переходе. Таким образом, поток материалов
в обе стороны между низковысотной базовой орбитой и орби¬
той ПОС максимизируется, хотя и за счет грузооборота меж¬
ду орбитой ПОС и геостационарной орбитой. Обозначим че¬
рез х массовое число:
41
6-1
X m30 • t
m20 + m30 ’
гдеп720— инертная масса MTA без полезной нагрузки; —
масса используемого топлива. При х = 0,88, удельном им¬
пульсе 470 с и характеристической скорости на полет в обе
стороны 4 км/с коэффициент полезной нагрузки (определен¬
ный выше как отношение полной массы полезной нагрузки при
полете туда и обратно к массе использованного топлива) сос¬
тавляет 1,7 т топлива на 1 т полезной нагрузки, если масса
грузов, доставляемых туда и обратно, одинакова. Для харак¬
теристической скорости перевозок в обе стороны между орби¬
той ПОС и геостационарной орбитой 3 км/с при нулевой не—
компланарности коэффициент полезной нагрузки близок к еди¬
нице при тех же значениях массового числа и удельного им¬
пульса. Таким образом, компланарность в аппогее, хотя и явля¬
ется более выгодной с точки зрения общей энергетики пере¬
хода, приводит к увеличению расхода топлива для апогейных
перевозок. Это, в свою очередь, отражается на требованиях
к объему перевозок в перигее, которые снабжают топливом
резервуары ПОС, используемые затем для дозаправки апогей¬
ных транспортных аппаратов. Если апогейные аппараты дол¬
жны обслуживать неэкваториальные синхронные орбиты, то
требуемый угол поворота плоскости орбиты может превышать
28° при соответствующем возрастании требуемой характерис¬
тической скорости. Одним из важных экономических достоинств
ПОС является минимизация грузопотока между базовой низко¬
высотной орбитой и геостационарной орбитой благодаря тому,
что большинство задач по инспекции, обслуживанию и ремонту
орбитальных объектов будет производиться в меньшем диапа¬
зоне энергий (между энергиями орбит ПОС и геостанционарной).
Следовательно, желательно минимизировать расход топлива на
апогейном конце транспортного потока. Эта задача решается
применением в апогее аппаратов с электроракетными двигате¬
лями. Кроме того, важное преимущество таких аппаратов сос¬
тоит в том, что они лучше приспособлены к длительным опера¬
циям инспекции, орбитального обслуживания и ремонта на гео¬
стационарной орбите, чем аппараты большой тяги, у которых
продолжительность полета ограничена испарением криогенного
топлива и допустимой массой теплозащиты и противометеороид—
ных экранов. Еще одно преимущество электроракетных аппара¬
тов заключается в возможности более экономичной реализации
таких энергоемких операций на геостационарной орбите, как
42
'перевод фрагментов или отработавших ресурс спутников на бо¬
лее высокие орбиты, 'сброс* с геостационарной орбиты ненуж¬
ных элементов оборудования и возвращение на ПОМ пригодных
для дальнейшего использования частей, уничтожение на орбите
отработавших ИСЗ и т.п. Наконец, апогейный транспортный ап¬
парат с электроракетными двигателями может доставлять топ¬
ливо для находящегося на геостационарной орбите аппарата с
термохимическими двигателями, которому надо вернуться па
ниэковысотную базовую орбиту. Такой способ дозаправки де¬
лает возможным быструю доставку тяжелых грузов .с базовой
орбиты или орбиты ПОС на геостационарную с использованием
обычных термохимических аппаратов. Таким образом, комбина¬
ция ПОС с электроракетным транспортным аппаратом не толь¬
ко сокращает транспортные расходы (по критерию стоимости
топлива на базовой орбите), по и позволяет расширить спектр
возможных схем перевозок. Можно представить себе несколько
вариантов использования электроракетных аппаратов. В одном
из вариантов электроракетный аппарат самостоятельно выпол¬
няет весь перелет. Это значит, что он должен быть оборудо¬
ван панелями солнечных элементов с низкой радиационной чув¬
ствительностью или иметь на борту ядерную энергоустановку.
Продолжительность полета на геостационарную орбиту и обрат¬
но при использовании ПОС уменьшается более чем вдвое по
сравнению с перелетами с базовой низковысотной орбиты. Пе¬
релет продолжительностью 60 сут с эллиптической орбиты
большого эксцентриситета потребует около 100 витков. При
наличии реакторной энергоустановки условия освещенности,
естественно, не будут сказываться на эффективности операции.
Зато в случае солнечно—электрической двигательной установки
количество и длительность затмений становятся важными фак¬
торами, с которыми необходимо считаться. Общее количество
затмений зависит от изменения геоцентрического расстояния
во время перелета и от угла между вектором Солнце—Земля
и орбитальной плоскостью. Понятно, что максимальная доля
времени пребывания аппарата в тени Земли соответствует слу¬
чаю, когда Солнце находится в орбитальной плоскости, а тень
Земли симметрична относительно апогея орбиты. Такого рода
случай, а также близкие к нему необходимо исключать из диа¬
пазона возможных начальных условий перехода. Принципиаль¬
ным недостатком рассматриваемого способа перелета являет¬
ся очень сложная навигационная система, которая необходима
дри возвращении транспортного электроракетного аппарата для
встречи с ПОС, движущейся по сильно вытянутой орбите. По-
6-2
43
ложепие осложняется в том случае, если источником энергии
для электроракетных двигателей служат солнечные батареи,
чувствительные к условиям освещенности. Таким образом, схе¬
ма самостоятельного полета электроракетного аппарата к ПОС
выглядит не слишком привлекательной. Более удобен второй
вариант: электроракетный аппарат при возвращении с геоста¬
ционарной орбиты выходит па эллиптическую орбиту ожидания
(с меньшим эксцентриситетом, чем у орбиты ПОС), а там его
'подбирает' транспортный аппарат большой тяги и доставляет
на ПОС. Хотя эффективность по топливу апогейного электро¬
ракетного аппарата при этом снижается, зато сохраняются
все преимущества, связанные с выполнением продолжительных
и энергоемких операций на геостационарной орбите. Можно бы¬
ло бы рассматривать схему, в которой электроракетный аппа¬
рат сначала возвращается на базовую низковысотную орбиту,
а затем с помощью перигейного аппарата большой тяги дос¬
тавляется на ПОС. Однако при таком подходе не используют¬
ся возможности ПОС как ремонтной станции, если электрора¬
кетный аппарат транспортирует снятый с геостационарной ор¬
биты спутник.
Следующий вариант предусматривает перевод электроракет¬
ного аппарата с орбиты ПОС на эллиптическую (малого экс¬
центриситета) орбиту ожидания при помощи транспортного ап¬
парата большой тяги. Этот вариант нецелесообразен в случае
энергоустановки, не чувствительной к радиации. Однако, если
к.п.д. энергетической установки зависит от дозы радиации,
такая схема обладает существенным преимуществом сокращен¬
ного времени пребывания в радиационно опасной зоне. Термо¬
химический аппарат выводит электроракетный на орбиту с пери —
гейным расстоянием 15-20 тыс.км и возвращается на ПОС, а
электроракетный аппарат выходит на геостационарную орби¬
ту и выполняет свою задачу. Операция возвращения осущест¬
вляется аналогичным образом. Электроракетный аппарат после¬
довательными витками переходит на эллиптическую орбиту ожи¬
дания, откуда его снимает аппарат большой тяги.
Схемы перелета с использованием промежуточной эллипти¬
ческой орбиты ожидания (между геостационарной орбитой и ор¬
битой ПОС) обладают двумя преимуществами: 1) встреча про¬
изводится на орбите меньшего эксцентриситета, чем орбита
ПОС; 2) маневр сближения выполняет аппарат большой тяги .
Оба фактора значительным образом снижают требования к на¬
вигационной аппаратуре, так как маневры встречи в данном
случае связаны даже с меньшими трудностями, чем встреча
44
апогейного и перигейного транспортных аппарате» с ПОС. Хо¬
тя встреча КА, движущихся по эллиптическим орбитам, яв¬
ляется более трудной задачей, чем встреча с целью на круго¬
вой орбите, однако следует отметить, что в рассматриваемых
схемах используются соосные эллиптические орбиты, а также
условия встречи уже отработаны в ходе выполнения програм¬
мы Gemini и Apollo. Конечно, при фазировании по соосным
эллипсам даже незначительные ошибки в выборе начального
фазового угла и момента начала маневра могут привести к не¬
верной траектории сближения, особенно при столь вытянутых
орбитах, какой является орбита ПОС. Однако в рассматривае—
емых схемах транспортный аппарат заканчивает межорбиталь—
ный переход (т.е. этап дальнего наведения) в близкой окрест¬
ности ПОС, что позволяет серьезно облегчить задачи поиска,
захвата и сближения. Так, в конце межорбитального перехода
транспортного аппарата большой тяги ошибка по высоте пери¬
гея может не превышать 50-100 км, ошибка по истинной ано¬
малии точки выхода - около 3’, а требуемая характеристи¬
ческая скорость маневра сближения - нескольких десятков мет¬
ров в секунду. Можно рассмотреть еше один вариант перелета,
который начинается так же, как и предыдущий, но после вы¬
полнения своей задачи электроракетный аппарат остается на
геостационарной орбите, а транспортный межорбитальный аппа¬
рат большой тяги встречается с ним и доставляет его на ПОС.
В этом варианте исключается необходимость встречи двух
транспортных аппаратов на эллиптической орбите, но расход
топлива существенно возрастает, поскольку аппарат большой
тяги должен выполнить ту же задачу в дополнение к полету на
эллиптическую орбиту и обратно в начале транспортной опера¬
ции. Таким образом, данную схему можно будет считать целе¬
сообразной лишь при выполнении хотя бы одного из следующих
условий: 1) полезная нагрузка, выводимая на конечную орби¬
ту, имеет значительно большую массу, чем объект, возвращае¬
мый с этой орбиты; 2) конечная орбита не является эквато¬
риальной геостационарной и требует значительно больших энер¬
гетических затрат для ее достижения; 3) поставленная задача
требует длительного пребывания и широкого маневрирования
на конечной орбите. Очевидно, что перечисленные условия в
большой степени ограничивают число целесообразных операций
с применением электроракетного транспортного аппарата и не
слишком совместимы с характеристиками, при которых прояв¬
ляются преимущества ПОС.
Таким образом, наиболее рациональными вариантами явля—
45
ются второй и третий, причем в случае третьего варианта
схемы перелета целесообразно ввести одну модификацию. Для
того чтобы увеличить перигейное расстояние с 6927 до
20 000 км при апогейном расстоянии около 40 500 км, не¬
обходимо затратить около 860 км/с характеристической ско¬
рости. Приняв величину характеристической скорости 0,9 км/с,
удельный импульс 470 с и величину х, равной 0,08, полу¬
чим, что коэффициент полезной нагрузки составит 0,227, а
коэффициент инертной массы (отношение инертной массы дви¬
гательной установки к массе полезной нагрузки) - 0,0568.
Иначе говоря, инертная масса составит 5,7% от суммарной
массы электроракетного аппарата и его полезной нагрузки.
Такое количество инертной конструкции не слишком велико,
чтобы его нельзя было нагрузить на транспортный аппарат с
удельным импульсом двигателей порядка 3000 с. Поэтому
предлагаемая модификация третьей схемы перелета заключает¬
ся в том, что двигательная установка на криогенном топливе,
переводящая электроракетный аппарат на эллиптическую орби¬
ту ожидания, будет использоваться только для этой задачи.
Следовательно, исключается необходимость в ее самостоятель¬
ном возвращении на ПОС с длительными пассивными участ¬
ками и большими энергетическими затратами. Благодаря тако¬
му решению уменьшается расход топлива и существенно упро¬
щается вся процедура полета на конечную орбиту. Возвраще¬
ние электроракетного аппарата на ПОС производится в том же
порядке, что и для основного варианта, поскольку запасать
на борту электроракетного аппарата сравнительно небольшое
количество криогенного топлива и хранить его в течение всей
продолжительной операции вряд ли целесообразно.
Наконец, последний вариант транспортной операции заклю¬
чается в том, что ступень большой тяги, выводящая электро-
ракетный аппарат с ПОС на промежуточную эллиптическую ор¬
биту, не отделяется от него на протяжении всего полета до
орбиты назначения. Там она консервируется и остается до тех
пор, пока электроракетный аппарат не выполнит свою задачу.
Затем этот аппарат вновь стыкуется с разгонной ступенью и
спускается вместе с ней на эллиптическую промежуточную ор¬
биту, где включаются двигатели большой тяги, обеспечиваю¬
щие возвращение всей системы на ПОС. Понятно, что такая
схема (пятый вариант) требует применения двигателей боль¬
шой тяги на сохраняемом (не криогенном) топливе. Пусть
топливом для таких двигателей служат четырехокись азота и
монометилгидразин (удельный импульс 324 с), массовое чис¬
46
ло для транспортной ступени * ш 0,85, требуемая характе¬
ристическая скорость 1800 м/с, а масса полезной нагрузки,
доставляемой в оба конца, одинакова. Тогда коэффициент полез¬
ной нагрузки составит 0,88, а коэффициент инертной массы -
0,155. Примерно две трети всего топлива расходуется на пере¬
вод системы с орбиты ПОС на эллиптическую орбиту проме¬
жуточного эксцентриситета, так что масса разгонной ступени
большой тяги, перевозимая электроракетным аппаратом с про¬
межуточной эллиптической орбиты на геостационарную орбиту й
обратно, составляет около 45% обшей массы электроракетного
аппарата и его полезной нагрузки. Маневрирование, связанное
с выполнением основной задачи на геостационарной орбите,
производится без ракетной ступени большой тяги, которая оста¬
ется в это время в законсервированном состоянии на этой ор¬
бите. Малые потребные затраты характеристической скорости
приводят к тому, что масса этой ступени остается небольшой,
несмотря на меньший удельный импульс. Кроме того, в преды¬
дущей схеме ракетная ступень большой тяги должна совершить
цва полета на промежуточную эллиптическую орбиту, всякий
раз возвращаясь на ПОС. Таким образом, в последнем вариан¬
те, несмотря на меньший удельный импульс, расход топлива
остается примерно таким же, а сама схема операции заметно
упрощается. Все это позволяет предположить, что последний
вариант схемы полета является наиболее выгодным для исполь¬
зования апогейного транспортного аппарата с электроракетны-
ми двигателями.
Хотя орбита ПОС с наклонением к экватору 28° удобна во
многих отношениях, однако, как указывалось выше, экватори¬
альная орбита может оказаться более выгодной. В последнем
случае сокращаются энергетические затраты на апогейные ма¬
невры и минимизируются гравитационные возмущения орбиты
ПОС. С другой стороны, ВКС нельзя вывести в экваториаль¬
ную плоскость, поскольку требуемый угол поворота плоскости
орбиты (около 28°) слишком велик для его энергетических
возможностей. Располагаемая масса полезной нагрузки ВКС
стремится к нулю при увеличении радиуса конечной орбиты от
200 до 840 км (при наклонении 28°, т.е. примерно на 0,1
земных радиусов), а поворот плоскости орбиты на 28° требует
энергетических затрат, соответствующих 50% круговой ско¬
рости, что равносильно увеличению орбитального радиуса поч¬
ти на 4,5 радиуса Земли в пересчете на компланарное выве¬
дение. Очевидно, что в этом случае единственной возможностью
обеспечить экономически выгодную транспортировку полезных
47
нагрузок на экваториальную базовую орбиту малой высоты яв¬
ляется применение транспортного аппарата с электроракетными
двигателями. Следует, однако, напомнить, что при использо¬
вании солнечно-электрической двигательной установки серьез¬
ная проблема связана с периодами захода аппарата в тень Зем¬
ли. Если будет найден способ решения этой проблемы (напри¬
мер, переход к ядерной энергоустановке), то оптимальное нак¬
лонение орбиты ПОС при условии, что апогейные и перигейные
маневры выполняются аппаратами большой тяги, скорее всего
будет меньше 28°, но больше нуля. Если же для апогейных
маневров удастся использовать аппарат с электроракетными
двигателями, то применение такого же аппарата для перевоз¬
ки грузов с борта ВКС на низковысотную орбиту меньшего
наклонения вряд ли окажется выгодным.
В табл. 1 приведены характеристики трех возможных вари¬
антов МТ А с термохимической двигательной установкой боль¬
шой тяги. Первый вариант соответствует проекту недорогого
аппарата, который можно создать на базе существующей тех¬
нологии. Второй вариант представляет собой усовершенствован¬
ный аппарат, разработанный с использованием перспективной
технологии. Оба эти варианта предусматривают наличие на бор¬
ту аппарата средств, обеспечивающих сближение и стыковку
с сотрудничающими орбитальными объектами. Третий вариант
относится к ракетной ступени на сохраняемом топливе.
Предварительная проработка проекта транспортного аппара¬
та с солнечно-электрической двигательной установкой проводи¬
лась Космическим отделением фирмы Rockwell International
по заказу NASA. Сначала предполагалось, что этот аппарат бу¬
дет предназначен только для межпланетных исследований. Одна¬
ко впоследствии выяснилось, что его можно с успехом исполь¬
зовать для разнообразных операций в околоземном пространст¬
ве.
По данным предварительного анализа транспортный аппарат
с солнечно-электрической двигательной установкой должен об¬
ладать следующими характеристиками:
Мощность на выходе панелей солнечных элементов,
кВт 2 х 12,5
Размеры каждой панели, м 4,09 х 27,44
Мощность на выходе двигательной установки,
кВт 21
К.п.д. двигательной установки, % 64
Удельный импульс, с 3000
48
Число ионных двигателей
включаемых 7
резервных 2
Диаметр каждого двигателя, см 30
Ресурс двигателей, ч (сут) 10 000 (417)
Полное располагаемое время одновременной работы
семи двигателей, сут 417x9/7-536
Полная сила тяги, Н 0,918
Рабочее тело ртуть
Масса рабочего тела, т 1,441
Сухая масса, т 1,273
Длина аппарата, м 3,0
Таблица 1
Характеристики МТ А с двигателями большой тяги
Характеристики
Топливо
Жидкий кис¬
лород и жид¬
кий водород
Жидкий кис¬
лород и жид¬
кий водород
^2^4 w
мономе—
тилгид-
разин
1
2
3
4
Сила тяги маршевого дви¬
гателя, 10$ Н
68
45
72,7
Удельный импульс двига¬
тельной установки, с
440
470
324
Масса топлива, т
25,4
25,4
27,1
Масса прочих расходуе¬
мых материалов, т
0,4
0,35
Сухая масса, т
2,75
2,8
1,45
Масса оборудования и кон¬
струкций для стыковки
с ВКС, т
0,82
0,66
0,61
Длина, м
10,67
10,67
—
Масса полезной нагрузки,
доставляемая с ниэковы-
сотной базовой орбиты
наклонением 28° на гео¬
стационарную орбиту, т:
выведение полезной наг¬
рузки и возврашение
без груза
2,93
3,88
2,0
7-1
49
Продолжение табл. 1
1
2
о
4
полет на геостационарную
орбиту без груза и дос¬
тавка оттуда полезной
нагрузки
1,1
2,27
0,67
полет туда и обратно с
полезной нагрузкой оди¬
наковой массы
0,81
1,54
0,5
быстрый односторонний пе¬
релет с дозаправкой на
геостационарной орбите
7,77
8,42
6,07
На рис. 3 для этого аппарата показана зависимость между
характеристической скоростью и располагаемой массой полез¬
ной нагрузки при использовании всего запаса топлива (масса
топлива 1,441 т); по оси ординат - масса полезной нагрузки
[т]; по оси абсцисс - идеальная (характеристическая) ско¬
рость [км/с]. При величине реактивного ускорения меньше
10”4 g гравитационные потери становятся нечувствительными
к величине ускорения и требуемая характеристическая скорость
для межорбитального перехода определяется только параметра¬
ми граничных орбит. Меняется лишь продолжительность пере¬
хода, которая обратно пропорциональна ускорению. Для пере¬
хода с круговой орбиты высотой 185 км и наклонением 28°
на геостационарную орбиту (отношение радиусов 6,43) тре¬
буемая характеристическая скорость составит 6,05 км/с, в
то время как для импульсного перелета она равна примерно
4,3 км/с. Для перехода на геостационарную орбиту с эллип¬
тической орбиты при перигейном расстоянии 15 000 км и апо-
гейном расстоянии 42 160 км характеристическая скорость,
необходимая в случае использования электроракетного аппара¬
та, составит около 2 км/с. Эго сравнимо с энергетическими
затратами на переход с круговой орбиты радиусом 20 000 км
на геостационарную орбиту. Если программа изменения уско¬
рения остается такой же, то для обоих случаев время переле¬
та примерно одинаково. Однако если для перехода с низковы¬
сотной базовой орбиты на круговую орбиту радиусом 20 000 км
с помощью аппарата большой тяги требуется около 3 км/с
характеристической скорости, то для перехода с орбиты ПОС
на эллиптическую орбиту 15 000/42 160 км понадобится
50
Рис. 4
лишь 0,9 км/с. Конечно, для переброски топлива и полезной
нагрузки на ПОС потребуется полет с низковысотной орбиты
в перигей промежуточной орбиты и обратно, но инертную мас¬
су перигейного аппарата не придется^возить с собой во время
апогейных маневров. Разделение апогейных и перигейных ма¬
невров допускает широкий выбор схем перевозок в соответст¬
вии с располагаемым уровнем технологии.
На рис. 4 показано, какое влияние на располагаемую по¬
лезную нагрузку оказывает ввод электроракетного аппарата в
состав транспортной космической системы. Здесь предполага¬
ется использование промежуточной круговой орбиты ожидания
радиусом 20 000 км (наклон кривых остается таким же, ес¬
ли рассматривается эллиптическая орбита ожидания 15 000/
42 164 км, связанная с орбитой ПОС), время полета туда
и обратно принято равным времени между ремонтами, а в
качестве аппарата большой тяги принят вариант 1 из табл. 1.
На рис. 4 приведены данные для космической транспортной
системы, состоящей из ВКС, недорогого транспортного аппа¬
рата большой тяги на криогенном топливе и электроракетного
аппарата, где обозначено: о — случай отсутствия электрора¬
кетного аппарата, когда используется только межорбитальный
аппарат большой тяги для перевозок между низковысотной ба¬
зовой орбитой (наклонение 28°) и геостационарной орбитой;
1 - только доставка объекта на геостационарную орбиту; 2 —
только снятие объекта с геостационарной орбиты; 3 — полет
в оба конца с полезной нагрузкой; 4 - масса полезной нагруз¬
ки [ т]; 5 - время полета в одну сторону [ сут].
7-2
51
Рис. 3
Как видно из рис. 4, применение транспортного аппарата с
электроракетной двигательной установкой позволяет заметно
увеличить объем транспортных перевозок и расширить диапазон
возможных транспортных операций даже до того, как развитие
технологии и возрастание потребностей в космических пере¬
возках приведут к созданию ПОС. Следовательно, для тех слу¬
чаев, когда продолжительность операции имеет важное значе¬
ние, целесообразно использовать вариант с быстрой односто¬
ронней доставкой груза на борту аппарата большой тяги. Срав¬
нение рис. 4 с данными табл. 1 показывает, что даже при
времени полета около полугода масса располагаемой полезной
нагрузки комбинированной транспортной системы будет меньше,
чем при быстром одностороннем полете криогенного аппарата
малой стоимости (7,7 т). Таким образом, схема быстрого
одностороннего перелета с дозаправкой на геостационарной ор¬
бите представляет собой внешнюю огибающую для диапазона
энергетических и операционных возможностей транспортной
космической системы. Для того чтобы МТ А мог вернуться
на базовую орбиту даже без полезной нагрузки, его необходи¬
мо заправить на геостационарной орбите примерно 4,3 т крио¬
генного топлива (жидкие кислород и водород). Для доставки
на геостационарную орбиту такого количества топлива потре¬
буется специальный рейс электроракетного аппарата продолжи¬
тельностью около 82 сут плюс время на сближение и стыков¬
ку. Задача осложняется в связи с выкипанием криогенного топ¬
лива при его длительной перевозке и хранении. Последнюю
проблему можно решить путем использования межорбитального
аппарата большой тяги на сохраняемом топливе (вариант
3 табл. 1). В этом случае для возвращения аппарата понадо¬
бится доставить на геостационарную орбиту около 4,2 т топ¬
лива. Здесь уменьшение удельного импульса компенсируется
меньшей сухой массой аппарата, однако во всех других слу¬
чаях применение транспортного аппарата на сохраняемом топ¬
ливе будет менее выгодным. Если же рассматривать схему с
ПОС, то здесь положение меняется, поскольку требуемая харак¬
теристическая скорость для перелета туда и обратно между
орбитами ПОС (с наклонением 28°) и геостационарной орби¬
той примерно равна скорости для одностороннего полета с низ¬
ковысотной базовой орбиты на геостационарную орбиту. Следо¬
вательно, в данной ситуации выгодно использовать транспорт¬
ный аппарат большой тяги на сохраняемом топливе в качестве
стандартного апогейного аппарата поскольку: 1) его сухая
масса меньше, чем у криогенного аппарата; 2) инертная мае—
52
са топливохранилиша на борту ПСС меньше, чем для криогенно¬
го топлива; 3) отсутствуют потери на испарение. Кроме того,
наиболее экономически выгодные варианты схем перелета из
рассмотренных выше (четвертый и пятый варианты) основаны
именно на применении аппарата на сохраняемом топливе. С дру¬
гой стороны, для перигейных маневров целесообразно исполь¬
зовать транспортный аппарат на криогенном топливе. Таким
образом, наиболее рациональное распределение функций между
элементами транспортной космической системы будет выгля¬
деть следующим образом: перигейную часть операций обслужи¬
вают транспортные аппараты на криогенном топливе; апогей—
ные перевозки осуществляют аппараты на сохраняемом топ¬
ливе в комбинации с электроракетными аппаратами; для быст¬
рой доставки тяжелых грузов используются транспортные аппа¬
раты на сохраняемом топливе при условии дозаправки на гео¬
стационарной орбите. Важнейшие элементы спутниковых сис¬
тем (резервные спутники или отдельные агрегаты), срочная
замена которых при отказе имеет особое значение, должны
храниться на борту ПОС или быстро доставляться на ПОС с
помощью ВКС и апогейных транспортных аппаратов. Па бор¬
ту ПОС не требуется хранить криогенное топливо, за исключе¬
нием незначительного количества на аварийный случай, пос¬
кольку заправка перигейных аппаратов будет производиться на
низковысотной базовой орбите. Как правило, перигейный транс¬
портный аппарат будет находиться в окрестности ПОС в зап¬
равленном состоянии для погрузки и разгрузки в течение не
более одного-тдвух витков (lO-j-20 ч). При ожидании на низко-
высотной орбите перигейный аппарат должен находиться в не¬
заправленном состоянии, чтобы потери на испарение криогенно¬
го топлива сводились к минимуму.
Одной из альтернатив ПОС может служить ГОС, поскольку
ее также можно использовать в качестве постоянного ремонт¬
ного и стартово—заправочного комплекса. Небольшие транспорт¬
ные аппараты, базирующиеся на ГОС, могут перемещаться в
окрестности геостационарной орбиты, производя инспекцию
спутников, их обслуживание, ремонт и замену при минималь¬
ных энергетических затратах. Однако общие транспортные рас¬
ходы, обусловленные затратами топлива, в этом случае будут
более высокими, так как все оборудование и материалы, необ¬
ходимые только для функционирования станции, придется дос¬
тавлять на энергетический уровень геостационарной орбиты,
вместо того, чтобы ограничиться уровнем орбиты ПОС.
Сравнительные преимущества того или иного варианта стан¬
53
ции будут зависеть от конкретной коммерческой экологии гео¬
стационарной орбиты, по мере размещения на ней все больше¬
го количества систем (в рациональном и релевантном будущем)
и развития технологии транспортных аппаратов большой тяги
с более высоким удельным импульсом. Основными современ¬
ными и потенциальными продуктами геостационарной орбиты
являются научная и прикладная информация, получаемая с по¬
мощью чувствительных элементов, ретрансляция данных, отра¬
женный солнечный свет и ретрансляция силовых лучей для пе¬
редачи энергии от наземных источников к расположенным в
других районах потребителям. Вряд ли можно ожидать, что
геостационарная орбита станет благоприятным местом для
размещения промышленных установок. Производственные про¬
цессы, снабжаемые сырьем с Земли, более выгодно осущест¬
влять на низковысотной геоцентрической орбите, а те из них,
которые будут основаны на лунном сырье, лучше размещать на
селеноцентрической орбите. Таким образом, основные грузопо¬
токи, связанные с геостационарной орбитой, можно классифи¬
цировать следующим образом (в порядке убывания массы).
1. Перевозки объектов на геостационарную орбиту (конст¬
рукции, оборудование, расходуемые материалы).
2. Перевозки объектов туда и обратно (снятие устаревшего
или отказавшего оборудования, повторное выведение спутников,
перевозки персонала).
3. Перевозки небольших грузов с орбиты (главным обра¬
зом видеозаписей, поскольку подавляющая часть результатов
работы систем на этой орбите будет иметь вид электромаг¬
нитного излучения).
В первую категорию со временем войдут крупные сооруже¬
ния, собираемые на низковысотной базовой орбите с возмож¬
ной окончательной сборкой на геостационарной орбите. Сюда
могут относиться большие отражатели, спутники для ретрансля¬
ции энергии, связные спутники,орбитальные обсерватории с
гигантскими антеннами, телескопами и коллекторами излуче¬
ния. Такого рода грузопотоки выгоднее всего реализовывать
по схеме межорбитальной сборки. К этой же категории можно
отнести единичные спутники и спутниковые системы, массы
которых лежат в пределах возможностей транспортных аппара¬
тов с термохимическими и электроракетными двигателями.
Здесь более выгодным может оказаться использование ПОС,
поскольку это позволит сократить расход топлива на единицу
массы доставляемой полезной нагрузки. Наконец, в первую
категорию войдут грузы, связанные со снабжением (топливо,
54
запасные части и элементы оборудования), инструменты для
ремонта, приспособления и расходуемые материалы для них.
Если эти грузы можно доставлять на геостационарную орбиту
в большом количестве и хранить их здесь для постепенного
расходования, то в этом случае выгоднее использовать комби¬
нацию электроракетных аппаратов на линии низковысотная ба¬
зовая орбита - геостационарная орбита и ГОС, чем систему
ПОС с межорбитальными аппаратами. Однако не установлено,
какая из систем дает большую общую экономию для всей пер¬
вой категории.
Для второй категории снятие объектов и их повторное раз¬
вертывание, по-видимому, более выгодно производить при по¬
мощи ГОС, но создание самой станции и ее обслуживание ока¬
зывается более дорогостоящим, чем в случае ПОС. Перевозки
персонала относятся к схеме с равной массой полезной наг¬
рузки в оба конца, и поэтому они требуют меньшего расхода
топлива при использовании ПОС. Однако эти перевозки явятся,
очевидно, лишь малой частью общего грузопотока.
1.2.3 Формулирование требований и некоторые исходные
принципы проектирования полезной нагрузки при использовании
ВКС в качестве транспортного средства [2334-23 5J
Исследования фирмы Lockheed Missiles and Space Co. (o'r-
деление космических систем) показывают, что проектирование
полезных нагрузок для ВКС должно производиться по совершен¬
но новым принципам, реализация которых приведет к значитель¬
ной экономии затрат. Экономия определяется следующими воз¬
можностями, которые открываются при использовании ВКС в
качестве транспортного средства:
1) снижением ограничений на массу и объем полезной наг¬
рузки;
2) посещением объектов для обслуживания и ремонта на
орбите:,
3) возвращением полезной нагрузки на Землю для осмотра,
ремонта и повторного выведения.
Прежде чем переходить к дальнейшему обсуждению, необ¬
ходимо уточнить определения, встречающиеся в данном обзоре.
Полезной нагрузкой ВКС называется груз, выводимый в
грузовом отсеке ВКС и не имеющий отношения к фунциониро—
ванию самого ВКС. Те виды полезной нагрузки, которые ос¬
таются конструктивно связанными с ВКС после выхода на ор»
55
биту, называются неотделяемой полезной нагрузкой (Sortie
payload). Типичная отделяемая полезная нагрузка состоит из
КА, включающего в себя корпус и служебные системы, и спе¬
циализированного оборудования, предназначенного для выполне¬
ния данной космической операции. Проверка означает опреде¬
ление состояния оборудования и готовности его к продолже¬
нию дальнейшего функционирования. Надежностью называется
вероятность (выраженная численно) того, что данная система
или агрегат будет выполнять свое назначение в расчетных ус¬
ловиях в течение заданного времени без отказе® и значительно¬
го ухудшения качества работы. Качество — это степень соот¬
ветствия данной системы своему назначению, которую можно
оценить путем осмотра и приемочных испытаний. Модулем бу¬
дем называть автономный блок, который можно заменить ана¬
логичным блоком с минимальным числом выполняемых при
этом соединений.
Перечисленные выше возможности ВКС свидетельствуют о
целесообразности перехода к модульной конструкции КА, пос¬
кольку такой подход, с одной стороны, облегчается при отсут¬
ствии жестких ограничений на массу и объем (а он желателен
для сокращения стоимости проектирования и изготовления по¬
лезной нагрузки), а с другой - способствует проведению опе¬
раций обслуживания и ремонта на орбите и на Земле. На рис. 5
показан типичный спутник для наблюдения за Землей в модуль¬
ном исполнении, где обозначено: 1, 6, 13, 18 - три модуля
аккумуляторных батарей; 2 - модуль системы связи для по¬
лос S и УКВ; 4, 16 - два модуля солнечной энергоустанов¬
ки; 7 - модуль системы связи для полосы К; 8 - модуль гру¬
бой ориентации системы стабилизации и управления; 9,10 -
два модуля точной ориентации системы стабилизации и управ¬
ления; 11 - запасные отсеки; 12 - модуль формирования уп¬
равляющих моментов; 14 - модуль обработки информации; 18 -
антенна для связи в полосе К; 20 - приемное гнездо для
манипулятора ВКС; 21 - направление к Земле.
На рис. 5 показано 17 модулей служебного оборудования,
из которых должен состоять ИСЗ для наблюдения Земли. В
частности, подсистема стабилизации и управления состоит из
трех модулей, в том числе двух одинаковых, а подсистема уп¬
равления ориентацией - из четырех одинаковых модулей. Ти¬
пичные размеры каждого модуля 40 х 60 х 80 см, масса
30^100 кг, количество единичных электроразъемов 20^100.
На рис. 5 не показано специализированное оборудование, раз¬
мешенное на той стороне спутника, которая обращена к Земле.
56
Эго оборудование также должно состоять на стандартных
модулей.
При проектировании полезной нагрузки для ВКС необходимо
сначала классифицировать все элементы по группам, объеди¬
ненным функциональными соотношениями и примерно одинако¬
вым прогнозируемым ресурсом, затем скомпоновать эти груп¬
пы в модули примерно одинаковых размеров и массы, чтобы
они могли без труда устанавливаться и заменяться на орбите,
причем функциональные связи между разными модулями, а так¬
же между модулями и КА должны быть такими, чтобы их за¬
мена не требовала механической подготовки и калибровки.
Модульное исполнение систем помимо удобства эксплуата¬
ции обеспечивает дополнительную экономию'в процессе изго¬
товления . Так, сборка и испытания КА на уровне модулей
может производиться быстрее и эффективнее, чем на уровне
отдельных элементов. При этом облегчается также проверка
готовых изделий. Однако для того, чтобы воспользоваться эти¬
ми преимуществами, необходимо особо тщательное проектиро¬
вание модулей, обеспечивающее их полную функциональную и
механическую взаимозаменяемость. Большое внимание должно
уделяться выбору допуске» на входные и выходные значения
параметров, с тем чтобы изменения параметре® модуля в пре¬
делах этих допусков не вызывали суммарного ухудшения ка¬
чества работы всей системы и в то же время калибровка мо¬
дуля в пределах допусков не представляла затруднений в ор¬
битальных условиях. Например, в процессе предварительного
проектирования полезных нагрузок для ВКС фирма Lockheed
выяснила, что модульное оборудование системы стабилизации
Рис. 5. Модульный спутник для наблюдения Земли
8-1
57
и управления может допускать значительное механическое сме¬
щение модулей и достаточно большой диапазон отклонений вели¬
чин входных и выходных параметров. Спроектирована подсисте¬
ма автоматической компенсации (механического совмещения и
перекалибровка), которая должна быть встроена в бортовое
электронное оборудование и будет использовать бортовое вы¬
числительное устройство. При восстановлении модулей после
их доставки на Землю предусматриваются следующие операции.
1. Разборка — снятие корпуса и извлечение элементов.
2. Проверка элементов для оценки их функционального сос¬
тояния и 'оставшегося ресурса'.
3. Замена неисправных элементов новыми или восстанов¬
ленными.
4. Разборка неисправных элементов, проверка их составных
частей, замена отказавших частей, сборка и повторная провер¬
ка элементов.
5. Осмотр всего оборудования, предназначающегося для
повторного использования, в принятой последовательности, ме¬
ханические части, элементы конструкции, шасси, электропро¬
водка и т.д.
6. Сборка модуля из новых или восстановленных элемен¬
тов; проверка и калибровка модуля.
Исследование экономических выгод, связанных с примене¬
нием модульных систем и восстановлением отказавших моду¬
лей, проводилось следующим образом. Были выбраны четыре
подсистемы: 1) стабилизации и управления; 2) связи, обра¬
ботки информации и диагностики; 3) электропитания; 4) уп¬
равления ориентаций. С этими подсистемами были теоретичес¬
ки проделаны все описанные выше процедуры: они были пе¬
репроектированы на модульное исполнение, после чего были
определены затраты на разборку, восстановление, сборку и ис¬
пытания . Отношение этих затрат к стоимости полностью но¬
вого модуля с учетом прогнозируемого ресурса называется
'коэффициентом восстановления'. Очевидно, что чем меньше
коэффициент восстановления, тем выгоднее ремонтировать мо¬
дуль вместо использования нового оборудования. Начальные
исследования фирмы Lockheed показали, что экономия на ре¬
монте КА и отдельных модулей составит 61468% от стои¬
мости 'эквивалентного* нового КА. Последующие уточненные
исследования дали новую оценку - 75480%.
На рис. 6 показаны значения коэффициентов восстановления
для типичных модулей рассмотренных подсистем, где обозна¬
чено: 1 - аккумуляторные батареи; 2 - регулирование электро-
58
Рис. 6. Коэффициенты вос¬
становления для отдельных
модулей
питания; 3 — солнечные элементы и приводы; 4 — устройство
обработки информации; 5 — связь; 6 — бортовая ЦВМ; 7 —
программно-решающее устройство; 8 - модуль инерционных
маховиков; 9 — модуль газодинамического управления на горя¬
чем газе; 10 — модуль управления на горячем газе; 11 - ре¬
зультаты начального исследования; 12 - результаты последую¬
щего исследования; 13 - подсистема электропитания; 14 -
подсистема связи, обработки информации и диагностики; 15 —
подсистема стабилизации и управления; 16 - подсистема уп¬
равления ориентацией; 17 — коэффициент восстановления [%].
Величина коэффициента восстановления зависит главным обра¬
зом от сложности элементов, входящих в модуль, и количест¬
ва заменяемых элементов и отдельных частей. Например, боль¬
шие значения коэффициентов восстановления для солнечной
энергоустановки объясняются значительным количеством заме¬
няемых солнечных элементов. В табл. 2 представлены типич¬
ные результаты экономического анализа целесообразности ре¬
монта модулей и элементов.
В процессе анализа принимались следующие допущения: 1)
каждый модуль функционирует на орбите в течение интервала
времени, соответствующего его расчетному ресурсу, прежде
чем его возвращают на Землю для ремонта; 2) после восста¬
новления модуль обладает тем же качеством, что и новый мо¬
дуль, т.е. его расчетный ресурс на орбите должен быть равен
ресурсу нового модуля. (Фактически, качество отремонтиро¬
ванных модулей будет несколько хуже и поэтому для более
точной оценки необходимо вычислять вероятностные характе¬
ристики ресурса после ремонта).
8-2
59
Расчет коэффициентов восстановления
№ мо—
Расчетный'
Стоимость
одного об¬
разца, тыс.
долл.
Стоимость
Подсистема
дуля
ресурс,
годы
Оборудование
и запасные
части
Стабилизации и
1
1
805
52,36
управления
2
5
601
8,6
3
5
872
20,0
Связи обработки
1
3
1058
111,0
информации
2
2
620
17,4
и диагностики
3
2
1493
49,2
Каждый раз, когда модуль будет возвратен, отремонтиро¬
ван и вновь выведен на орбиту, это приведет к очень замет¬
ным суммам экономии, так как стоимость некоторых модулей
сама по себе довольно высока. Так, величина экономии после
каждого повторного использования для рассмотренных выше
модулей составляет 499 00041 289 000 долл. Более того,
отпадает необходимость вновь тратить те средства, которые
были израсходованы ранее на сборку КА и испытания систем;
вместо этого на борту ВКС могут быть доставлены заранее
откалиброванные модули, которые будут просто установлены
на КА и проверены с помощью бортовой системы проверки
ВКС. Полная стоимость такой замены будет складываться из
стоимости рейса ВКС и расходов на восстановление модулей.
Сравнение такого способа обслуживания с выведением нового
КА дает весьма солидную экономию порядка 75480%, если
принять средневзвешенную стоимость восстановления по всем
модулям, входящим в состав КА. Однако следует напомнить,
что вся эта экономия может быть достигнута только при со¬
ответствующем подходе к проектированию полезной нагрузки.
В частности, новые весовые и габаритные возможности должны
быть использованы не только для упрощения и удешевления
конструкции модулей, но и для того, чтобы максимально уп¬
ростить процессы разборки и восстановления. Как правило, для
этого достаточно будет модифицировать существующее обору¬
дование без повторения полного цикла научно-исследовательс¬
ких и опытно-конструкторских работ.
В процессе проектирования стандартизованного оборудования
60
для типичных модулей
Таблица 2
восстановления, тыс. долл.
Коэффициент
восстанов¬
ления
Испытания
Сборка
Обслужи¬
вание
Всего
72,5
3,0
10,0
137,86
0,17
89,52
4,8
8,0
110,92
0,185
78,21
6,0
9,0
113,21
0,13
103,14
2,0
15,0
231,14
0,218
109,0
2,4
9,0
137,8
0,222
114,69
1,0
39,0
203,89
0,137
Lockheed имела контакты с несколькими фирмами—поставщи¬
ками подсистем, в том числе с Ball Brothers, Bendix, Sperry,
Motorola и др. В качестве примера можно рассмотреть конст¬
рукцию инерционного маховика. Существующий типовой маховик
рассчитан на кинетический момент 1,18 кгс-м*с., диаметр
30,5 см, и весит 10,4 кгс. Перепроектированный маховик
весит около 18 кгс, диаметр 44,5 см и развивает кинетичес¬
кий момент 1,38 кгс.м.с. Увеличение размеров инерционного
маховика позволяет использовать его во многих космических
операциях (стандартизация). Упрошены его конструктивная и
технологическая схемы. Собственно маховик представляет со¬
бой обычный диск, в отличие от сложной конфигурации совре¬
менных маховиков, которые довольно сложны в изготовлении.
Проект допускает увеличение кинетического момента в пять
раз, и в этом случае два маховика с двойной подвеской и
приводом могут использоваться в качестве эффективного сило¬
вого гироскопа, например, для крупных спутников связи. Воз¬
можно применение комбинаций таких устройств для больших
астрономических орбитальных обсерваторий. Все эти перспек¬
тивы обещают значительную экономию затрат. Фактически при
таком подходе расходы на научно-исследовательские и опыт¬
но-конструкторские работы будут распределены между не¬
сколькими программами. Модульное исполнение и стандартиза¬
ция оборудования позволяет также извлечь значительную эко¬
номию за счет проверки и ремонта космических объектов не¬
посредственно на орбите. Однако для точной оценки этой эко¬
номии необходимо тщательно проанализировать опыт прошед¬
61
ших лет и возможности, открывающиеся с вводом в строй но¬
вой космической системы. Может возникнуть вопрос: зачем
экипаж ВКС должен проверять полезную нагрузку на орбите,
если ее совсем недавно, может быть несколько часов назад,
проверили на Земле в стационарных условиях, тем более, что
за годы космической деятельности запущены тысячи объектов
и накоплен огромный опыт? Конечно, можно опираясь на тех¬
нологическую базу и опыт авиакосмической промышленности
еще более повысить надежность и уменьшить число отказов,
но это связано с большими финансовыми затратами. Безу¬
словно, вся история космических полетов указывает на то,
что КА обычно работали в космосе гораздо больше расчетного
времени и имели гораздо меньшее количество 'больших' отка¬
зов, чем предсказывалось вероятностными расчетами. Но какой
ценой это достигалось? Традиционные пути повышения вероят¬
ности успешного выполнения космической операции сводились
к следующим мероприятиям.
1. Минимизация риска отказов путем обеспечения высокого
численного значения надежности за счет:
а) использования высоконадежных элементов:,
б) резервирования элементов;
в) эффективных программ испытаний и приемки;
г) высоких требуемых доверительных уровней.
2. Увеличение числа космических объектов для выполнения
одной и той же операции (резервирование полезной нагрузки).
3. Предстартовые проверки (всегда имелся в запасе лишний
космический объект на случай отказа основного во время пред¬
стартовой подготовки.).
Применение ВКС позволит задавать меньшую численную
вероятность успешного функционирования полезной нагрузки
без снижения вероятности успеха, всей космической операции.
Такая возможность реализуется следующими мероприятиями.
1. Исключением большей части избыточного оборудования.
2. Упрощением и удешевлением элементов за счет сниже¬
ния их надежности.
3. Сокращением объема и уменьшением сложности испыта¬
ний и проверок.
Насколько далеко можно зайти в этом процессе, зависит
от статистики отказов, которая подробно исследована в Plan¬
ning Research Corp. [2334235]. В этих отчетах собраны
данные о 304 КА, запушенных в период 195&-1970 гг.
Из 304 запусков 38 были неудачными, и в 56 запусках не
было никаких аномалий. В оставшихся 210 запусках насчиты-
62
вается 1200 отказов. На основании статистической обработки
результатов сделаны следующие выводы:
1. 134 отказа произошли за первые 15 мин полета. Из
них лишь 20 были достаточно серьезными.
2. 310 отказов (26%) произошло за первые 16 ч после
запуска. Из них только 51 были катастрофическими или ока¬
зали сильное влияние на качество работы объекта.
3. Свыше 30% отказов имели место в течение 24 ч с мо¬
мента запуска, 43% в течение недели и свыше 50% произош¬
ли за первый месяц с начала функционирования. За первые
5 сут произошло 594 отказа.
4. Из всех отказов 85% можно классифицировать как не¬
значительное (качество функционирования объекта снизилось
менее чем на 50%).
5. Во всей выборке лишь 15% являлись катастрофическими
отказами.
6. Последствия 72% отказов можно было бы предотвратить
при наличии ВКС 4 33% за счет лучших условий выведения и
возможности проверки на орбите и 39% за счет повторного по¬
сещения. Из оставшихся отказов 6% представляли неразре¬
шимые проблемы, 16% могли быть исправлены наземными
средствами и 6% не могут рассматриваться применительно к
ВКС.
Тот факт, что приведенные данные относятся к КА, которые
не рассчитывались на ремонт и не проектировались в модуль¬
ном исполнении, говорит еще больше в пользу ВКС. Обобщен¬
ные результаты рассмотренных исследований показаны на
рис. 7 и 8.
На рис. 7 (где 1 - серьезные отказы; 2 - число отказов;
3 - время с момента запуска, ч) показана интенсивность от¬
казов в течение первых 16 ч после запуска. На рис. 8 изо¬
бражены теоретическая кривая зависимости частоты отказе»
от времени и гистограмма, полученная в результате обработки
данных реальных запусков, где обозначено: 1 - зона 1 ('дет¬
ская смертность'); 2 - предстартовые испытания; 3 - за¬
пуск, выведение на орбиту, стабилизация; 4 - старт; 5 _
ВКС сопровождает полезную нагрузку в ексхортном режиме;
6 - зона 2 (установившаяся частота отказов):, 7 - расчет¬
ный ресурс КА (до двух лет); 8 - эона 3 (износ); 9 - ре¬
монт или замена; 10 - возрастание количества отказов (тео¬
ретически); 11 - фактическая зависимость; 12 — до полного
износа; 13 - теоретическая зависимость; 14 - шкала времени -
сутки, месяцы, годы (не в масштабе); 15 - относительное
количество отказов [%].
63
Рис. 7. Интенсивность от¬
казов в течение первых 16 ч
Рис. 8. Зоны интенсив¬
ности отказов полезной
нагрузки
Таким образом, можно выделить три участка на шкале
времени: зону ранних отказов (область 'детской смертности*),
эону установившейся работы и зону износа. В последней зоне
фактические данные не согласуются с теоретическим распре¬
делением, предсказанным Вейбуллом, но это вполне объяснимо,
так как в состав выборки вошло несколько 'долгоживущих'
КА (ресурс два—три года) и они обнаружили очень мало отка¬
зов. Очевидно, что при большем объеме выборки совпадение
будет более полным. На основе реальных данных, которые
представляют примерно половину кратковременных и половину
долгосрочных космических операций, можно заключить, что
серьезные отказы происходят наиболее часто в окрестности
точки, соответствующей половине расчетного ресурса, и груп¬
пируются на расстоянии +1а (среднеквадратичного отклоне¬
ния) от этой точки. Специалисты фирмы Lockheed вычислили
вероятность отказов для нескольких значений продолжитель¬
ности половины ресурса и пришли к выводу, что имеет смысл
запланировать повторное посещение объекта экипажем ВКС
для ремонта примерно после того, как объект выработает по¬
ловину ресурса. Если спутник продолжает безотказную работу,
то ВКС не обязательно его посещать. Если же отказ будет
иметь место, то ВКС не только ликвидирует последствия отка¬
за путем замены отказавших модулей, но и заменит модули
с ухудшившимися характеристиками и модули с высокой ста¬
тистической вероятностью близкой неисправности. Для более
64
точного определения оптимального времени посещения для ре¬
монта необходимы гораздо более подробные статистические ис¬
следования.
Возвращаясь к использованию возможностей ВКС для исклю¬
чения 'детской смертности', целесообразно рассмотреть раци¬
ональное распределение проверок при выведении и обслужива¬
нии полезных нагрузок. Как уже говорилось, большая часть
серьезных (катастрофических) отказов, приводящих к утрате
КА или срыву космической операции, происходит в течение
первых 15 мин после запуска. Для нагрузки/выводимой на
борту ВКС, этот критический период может быть значительно
большим, а условия выведения могут быть менее жесткими.
Однако даже в случае ВКС полезная нагрузка должна пережить
опасный начальный период. С другой стороны, теперь можно
убедиться, что полезная нагрузка пережила критический период
и готова к орбитальным операциям. Очевидно, что между ти¬
пами и объемом проверок и испытаний полезной нагрузки до и
после развертывания должен существовать разумный компро¬
мисс. Минимальный набор предварительных проверок должен
подтвердить, что полезная нагрузка способна принять заданную
ориентацию и стабилизироваться на орбите, а также воспри¬
нимать и отрабатывать основные команды; в противном случае
может оказаться затруднительно или даже невозможно вер¬
нуть полезную нагрузку в грузовой отсек для доставки ее об¬
ратно на Землю. Затем следует проверить подсистемы и обору4-
дование, наиболее восприимчивые к условиям запуска и выве¬
дения, поскольку гораздо легче и быстрее можно отремонтиро¬
вать или вернуть на Землю полезную нагрузку в том случае,
когда она еще присоединена к ВКС, чем если для этого необ¬
ходимо выполнить серию маневре» для сближения и стыковки.
Все указанные процедуры базируются на использовании модуль¬
ных подсистем и наличии запасных модулей на борту ВКС при
выведении на орбиту различных объектов. После отсоединения
полезной нагрузки от ВКС перед ее развертыванием должна
проводиться серия кратковременных проверок общего порядка,
направленных на оценку качества выполнения основных функ¬
ций; полученные результаты сравниваются с эталонными пока¬
зателями, сформулированными на основании предшествующих
испытаний. Эти испытания должны показать, что все элементы
полезной нагрузки функционируют в соответствии с 'уровнем
риска', определенным с помощью машинной программы фирмы
Lockheed, которая будет рассмотрена ниже. В зависимости от
сложности полезной нагрузки все эти процедуры будут зани-
65
9-1
мать 0,54-2 ч и при правильном выполнении совершенно не пов¬
лияют на стоимость программы. Следует отметить, что в про¬
цедуры проверки не входят накопление технических данных,
калибровка датчиков, реактивных сопел и других устройств,
хотя это может потребоваться в процессе приведения полезной
нагрузки полностью в рабочее состояние. Подобно проверкам,
эти операции также могут выполняться в различном объеме и
с различным подходом к управлению. Например, проверки и
калибровка могут управляться или с пульта контроля па борту
ВКС по радиоканалу после отсоединения разъемов, или из на¬
земного центра через сеть станций слежения и передачи ко¬
манд NASA как непосредственно, так и путем ретрансляции
через борт ВКС. Еще более эффективно можно будет управлять
через систему ретрансляционных спутников связи, поскольку
такой способ обеспечивает непрерывность проведения проверки
и калибровки в реальном масштабе времени (в этом случае
не придется ждать прохождения объектов над станцией). При¬
менение спутников—ретрансляторов не обязательно приведет к
сокращению обслуживающего персонала на наземном центре
управления, но зато позволит уменьшить требуемое число на¬
земных станций сопровождения и передачи команд. В обычных
условиях в операции проверки орбитальной полезной нагрузки
участвуют большое число наземных станций и обслуживающего
персонала. Полное время операции составляет несколько су¬
ток, так как связь во время каждого прохождения будет длить¬
ся 34-10 мин и сеансы связи придется тщательно планиро¬
вать. При использовании ВКС обеспечивается непрерывная
связь с полезной нагрузкой во время начальных орбитальных
проверок и калибровки, в результате чего минимизируется
необходимость в наземных линиях связи.
Таким образом, с вводом в строй новой транспортной сис¬
темы проверки и испытания по-прежнему остаются, но они бу¬
дут иметь другой характер и занимать меньше времени, чем
раньше. Всю последовательность испытаний можно представить
следующим образом.
1. Приемочные испытания собранной системы производятся
поставщиком полезной нагрузки. В процессе этих испытаний
демонстрируется готовность КА и специального оборудования,
составляющих полезную нагрузку, выполнять все предписанные
операции на орбите, а также формируется массив информации
о результатах испытаний, который впоследствии будет исполь¬
зоваться как эталонный для сравнения с результатами даль¬
нейших проверок. Указанные испытания будут гораздо менее
66
сложными для модульных полезных нагрузок нового типа бла¬
годаря большим допускам. Они не должны быть связаны с опе¬
рациями по обслуживанию ВКС.
2. Испытания на стартовой площадке перед стыковкой с
ВКС. Они могут проводиться без использования оборудования
ВКС - с помощью специальных стендов и имитаторов.
3. Испытания системы в составе ВКС представляют собой
часть операций по предстартовому обслуживанию ВКС. Испы¬
тания позволяют оценить правильность установки полезной наг¬
рузки в грузовом отсеке, качество механических и электричес¬
ких соединений и функционирования бортовой системы диагнос¬
тики и контроля.
4. Предстартовая проверка на готовность. Кратковремен¬
ная проверка с включением ограниченного числа подсистем
предназначена для того, чтобы убедиться в отсутствии изме¬
нений со времени предыдущей проверки. Выполняется в усло¬
виях вертикальной ориентации ВКС, предпочтительно после
заправки баков криогенным топливом. После проверки системы
полезной нагрузки выключаются в ожидании запуска.
5. Первая орбитальная проверка проводится после того,
как ВКС вышел на базовую орбиту и створки люка грузового
отсека открылись. Эта проверка позволяет убедиться в том,
что полезная нагрузка "пережила* старт и выведение и что
ее основные системы функционируют. Включение двигателей
газодинамического управления ориентаций и устройств радио¬
связи, раскрытие панелей солнечных элементов и прочие опе¬
рации такого же рода пока еще не производятся.
6. Проверка перед отделением от ВКС. Проводится после
того, как полезная нагрузка выдвинута из грузового отсека,
но еще не отделилась от манипуляторов или выдвижной плат¬
формы, а разъемы еще связывают ее с бортовой диагности¬
ческой системой ВКС. В это время можно проверить функцио¬
нирование развертываемых элементов полезной нагрузки. Ус¬
пешное завершение этой проверки позволяет убедиться в воз¬
можности отделения КА от ВКС.
7. Орбитальная проверка на рабочее состояние подтвержда¬
ет нормальное функционирование всех систем полезной нагруз¬
ки в соответствии с ее назначением. Для новых или особенно
сложных полезных нагрузок проверка может производиться в
режиме экскорта: ВКС совершает вместе с выведенным объек¬
том групповой полет на расстоянии 0,5+2 км от него в те¬
чение нескольких (1480) витков. В это время производятся
визуальный контроль и контроль по радиоканалу. При необхо-
67
9-2
димости экипаж ВКС может осуществить ремонт объекта или
вернуть его на Землю.
Для того чтобы рассмотренный выше поэтапный подход к
проверкам и испытаниям был достаточно экономичным, должны
применяться общие (универсальные) методы и средства испы¬
таний. Желательно, чтобы имелось некоторое встроенное в по¬
лезную нагрузку диагностическое оборудование, лучше всего
на модульном уровне. Всюду для проверок должен использо¬
ваться один и тот же модульный комплект проверочного обору¬
дования, который будет служить стандартизованным блоком,
через который осуществляется взаимодействие ВКС и полезной
нагрузки. Очень важно располагать возможностью проверки и
выявления отказе® вплоть до уровня заменяемых на орбите
модулей, причем должны проверяться также резервные цепочки
или режимы функционирования. Встроенное диагностическое и
проверочное оборудование может принимать различную форму,
в зависимости от природы проверяемого элемента. Например,
для астроориентатора это может быть эталонная лампа для
имитации излучения от навигационных звезд; для бортовой ЦВМ
могут использоваться внутренние диагностические программы,
периодически обеспечивающие самоконтроль машины. Для из¬
готовления блока проверок может применяться готовое обору¬
дование, скомпонованное соответствующим образом для разме¬
щения в кабине ВКС. В состав блока должны входить различ¬
ные измерительные и прочие устройства, управляемые цифро¬
выми сигналами и имеющие цифровые выходы для взаимодейст¬
вия с ЦВМ. К ним относятся вольтметры, амперметры, ватт¬
метры, измерители частоты, источники электропитания, гене¬
раторы радиочастотных и акустических сигналов, импульс¬
ные генераторы и построители сложных функций, телеметричес¬
кие приемники и дешифраторы, записывающие устройства, ЦВМ,
аналоговые блоки и т.д. В процессе проверок частично может
использоваться собственное бортовое оборудование ВКС - уни¬
версальные индикаторы и клавишные пульты кабины, радиоаппа¬
ратура и антенны, бортовая ЦВМ и запоминающие устройства,
источники электропитания и т.д. Сам блок проверочного обору¬
дования может размещаться или в кабине ВКС, или в его
грузовом отсеке. Загрузку памяти бортовой ЦВМ и рабочую
нагрузку оператора можно сократить, если иметь заранее под¬
готовленный набор кассет, содержащих программы испытаний,
основные результаты предыдущих проверок и инструкции для
оператора.
В процессе проектирования и разработки полезной нагрузки
68
необходимо учитывать принятый подход к проверкам и испы¬
таниям, а также возможности ВКС по ремонту полезной наг¬
рузки. Для выработки рекомендаций по рациональному выбору
уровня надежности полезной нагрузки при проектировании спе¬
циалисты фирмы Lockheed разработали специальную машинную
программу, позволяющую проводить анализ для КА любого ти¬
па. Входными данными для этой программы служат расчетный
ресурс полезной нагрузки, принятая частота отказов оборудо¬
вания, стоимость элементов, плотности распределения вероят¬
ности отказов, матрицы возможных решений и мероприятий,
финансовые затраты, связанные с тем или иным решением, вре¬
мена работы элементов системы и параметры резервирования.
Программа рассчитывает график повторных посещений полезной
нагрузки на орбите, количество используемых запасных моду¬
лей, сдвиг расчетного уровня надежности ("сдвиг риска"),
стоимость сдвига надежности по отношению к общим затратам,
распределение (частоту) значений времени процесса выхода из
строя при серьезном отказе, время до первого серьезного от¬
каза и т.д. В программу входят две большие подпрограммы:
1) подпрограмма выбора и комбинации данных из массива ин¬
формации о параметрах, на которые влияет уровень риска для
транспортных затрат, стоимости запасных модулей и прочих
затрат; 2) алгоритм расчета стоимости увеличения времени
выхода из строя (после серьезного отказа) на фиксированное
количество часов с использованием уровней работы. В качест¬
ве нижней границы берется случай ниэкоорбитального спутнике
с надежностью 60% для ресурса один год, а в качестве верх¬
ней границы - случай связного спутника с надежностью 75%
для ресурса пять лет; в широких пределах варьируются величи¬
на ресурса, требуемая продолжительность операции и уровень
риска. Применение указанной программы для ряда типичных
полезных нагрузок позволило сделать следующие выводы:
1. Увеличение допустимого количества отказов в два раза
(возможно, что целесообразно увеличить его в четыре раза )
позволяет сократить стоимость научно-исследовательских,
опытно-конструкторских работ и испытаний при разработке по¬
лезных нагрузок на 254-30%) а стоимость единичного изделия
на 304-40% (не считая выигрыша за счет модульного испол¬
нения, стандартизации оборудования и тому подобных факто¬
ров).
2. Расходы, связанные с уменьшением расчетного уровня
надежности (повторные рейсы ВКС и запасные модули для ор¬
битального ремонта), составят 104-20% от стоимости програм-
69
мы. Таким образом, абсолютное сокращение стоимости програм¬
мы составит 21430%.
3. Представляется возможным изготовление полезной наг¬
рузки для ВКС из частей и элементов с надежностью, соот¬
ветствующей уровням авиационной промышленности, цена кото¬
рых будет вчетверо меньше стоимости эквивалентного высоко¬
надежного оборудования.
4. Принятые в настоящее время при проектировании КА
допустимые частоты отказов занижены в два—четыре раза.
1.2.3.1. Анализ оборудования для полезной
нагрузки [ 213^220, 236]
Программа развития космической технологии, разработанная
NASA на период 198(^1990 гг., содержит следующие шесть
основных задач [236].
1. Обеспечение доступности космоса для научных и техни¬
ческих исследований в области материаловедения и технологии.
2. Разработка оборудования, которое давало бы возмож¬
ность наиболее полно использовать космические полеты для
выполнения экспериментов, практически невыполнимых в зем¬
ных условиях.
Эти две задачи являются первым этапом программы, их
выполнение должно быть обеспечено пилотируемыми полетами
Apollo и Skylab в 70-х годах и первыми полетами Spacelab
в начале 80—х годов.
3. Проведение исследований по новым материалам и разра¬
ботка технологии их получения в условиях космического прост¬
ранства, которые позволили бы расширить познания в области
материаловедения и технологии.
4. Исследование результатов космических исследований для
совершенствования технологии материалов и, в частности, для
разработки процессов производства в космосе продукции, ис¬
пользуемой на Земле.
Эти две задачи отнесены к научно-исследовательскому
этапу программы, и предполагается приступить к ним в нача¬
ле, а закончить в середине 80-х годов.
5. Отбор космических промышленных процессов и проведе¬
ние демонстрации их практичности.
Эта задача по срокам отнесена к концу 80-х годов.
6. После достижения возможности экономически выгодного
производства в космосе промышленной продукции переход к
коммерческому использованию космоса.
70
Задачу предполагается решить в начале 90-х годов.
К научно-исследовательскому этапу освоения космической
технологии были сформулированы требования , определяющие
характер оборудования, необходимого для его осуществления.
Расширение области экспериментальных исследований. Вы -
годность проведения экспериментов в области технологии ме¬
таллов в условиях невесомости предполагается для многочис¬
ленных типов материалов — от материалов электронной промыш¬
ленности, кристаллов, стекла, металлических сплавов и смесей
до биологических образцов. Окончательный диапазон деятель¬
ности еще не определен, предварительные соображения относят¬
ся к использованию уникальных космических условий в следую*,
ших областях: выращивании монокристаллов, рафинировании,
затвердевании, химических и физических процессах в жидкостях.
Последовательное и эволюционное развитие научно-исследо¬
вательских работ. В начальный период освоения потребуется
несколько лет для определения и осуществления ряда научно-
исследовательских программ, которые впоследствии должны
привести к конечной цели, т.е. к экономически жизнеспособ¬
ному производству космической продукции.
Уделение особого внимания разработке технологических
процессов. Доступность космического пространства для про¬
мышленного использования обеспечивает принципиально новые
технологические условия. Из-за отсутствия опыта в этой об¬
ласти особое внимание следует обратить на исследование харак¬
теристик методов и управление за процессами.
Формулирование требований к оборудованию, обеспечиваю¬
щих широкий спектр исследований. Необходимо создание такого
оборудования, которое бы удовлетворяло нужды всех предпо¬
лагаемых работ. Очевидно, большинство экспериментальных
исследований в материаловедении и технологии требуют анало¬
гичного оборудования. Следовательно, создаваемый комплект
оборудования и инструментов должен удовлетворять нужды
как можно большего числа исследователей.
Определение соответствия между требованиями научно-ис¬
следовательских процессов и возможностями КА. Все упомяну-
тые шесть пунктов программы должны быть проанализированы
для определения в каждой области исследований:
- функциональных потребностей;
- потребностей в оборудовании и инструменте.
Научно-исследовательские работы космической технологии
включают в себя: биологические процессы; химические процес—
71
сы в жидкостях; выращивание монокристаллов; изготовление
стекла; металлургические процессы; физические процессы в
жидкостях. В этих процессах выделено 40 типов эксперимен¬
тов. Перечень оборудования для создания такой эксперимен¬
тальной базы содержит 90 пунктов.
Определение необходимой частоты запусков. Характер на¬
учно— исследовательских работ в космическом пространстве
потребует частых полетов большого числа исследователей.
Ввиду этого необходимы подробный анализ и планирование не¬
обходимых и возможных запусков. Особенно это относится к
начальному периоду работ, когда потребуются полеты на не¬
продолжительное время для многих исследователей. В этом
смысле циклы ВКС от 7 до 30 сут являются вполне приемле¬
мыми для этих целей.
При рассмотрении специфики оборудования, которое должно
удовлетворять требованиям как потребителей, так и операто¬
ров, за основу был принят принцип создания универсального
оборудования, способного удовлетворить нужды многих иссле¬
дователей, — некий арсенал, который и составит основную мас¬
су полезной нагрузки. Не исключается возможность использо¬
вания дополнительных уникальных устройств. При рассмотрении
этого вопроса были проведены следующие работы.
Определен в первом приближении перечень аппаратуры для
обеспечения базового арсенала оборудования, способного удов¬
летворить потребности практически всех экспериментаторов.
При составлении перечня ориентировались на перекрытие всех
функциональных потребностей. Была составлена спецификация,
содержащая 55 пунктов. Аппаратура, содержащаяся в этом
документе, может быть затем сгруппирована из условий воз¬
можностей носителя и гибкости в смысле обеспечения различ¬
ных экспериментов.
Анализ оборудования, выпускаемого в настоящее время про¬
мышленностью, показал, что в основном функциональные пот¬
ребности космической технологии могут быть удовлетворены вы¬
пускаемой аппаратурой и только около 15% оборудования не¬
обходимо специально создавать. В основном это оборудование
для бесконтактного нагрева и управления положением.
Группирование оборудования предполагается осуществлять
по модульному принципу. Основные группы должны быть уком¬
плектованы следующим оборудованием.
Нагревательным. Группа нагревателей и соответствующих
инструментов предназначена для процессов, в которых допуска¬
ется физический контакт с образцом. Оборудование предпола-
72
гается использовать для экспериментов, включающих в себя
плавление, смешивание и отвердевание композиционных мате¬
риалов; выращивание монокристаллов; направленную кристалли¬
зацию эвтектических сплавов; зонную очистку простых мате¬
риалов, керамики и т.д. Основными агрегатами являются наг¬
ревательные с соответствующими источниками энергии, при¬
способленные для регулирования и измерения параметров. Сум¬
марные характеристики этого оборудования приблизительно
следующие: масса 529 кг, объем 2,8 м$; мощность 5 кВт;
пиковая мощность 10,5 кВт.
Бесконтактными нагревателями/холодильниками. Оборудова¬
ние этой группы, предназначенное для процессов изготовле¬
ния стекла, выращивания монокристаллов, сверхохлаждения и
др., имеет сходные с нагревательным оборудованием функции
и отличается тем, что требуют бесконтактных способов изме¬
нения режимов и управления положением образцов. Суммарные
характеристики этого оборудования: масса 118 кг, объем
4,8 м$; мощность 6 кВт ; пиковая мощность - 13 кВт.
Биологическим. Оборудование предназначается для приготов¬
ления и выделения клетки, сыворотки, протеина и т.д. В отли¬
чие от других типов оборудования включает в себя агрегаты
регулируемых источников постоянного тока, дозирующие насо¬
сы для электролитов и образцов, холодильники, обеспечивающие
поддержание с большой точностью постоянной температуры, га¬
зоотделяющие системы и т.д. Суммарные характеристики обо¬
рудования: масса 808 кг; объем 4,3 м$; мощность 1,8 кВт;
пиковая мощность 1,9 кВт.
Оборудованием общего назначения. Оборудование предназна¬
чается для общих физических и химических процессов, таких,
как химическая кинетика, включающая создание устойчивых
свободных радикалов; исследования полимеров, включающих ди¬
намику зарождения и управления полимеризацией и др. Обору¬
дование для этих экспериментов содержит современные нагре¬
вательные агрегаты, такие, как кварцевые нагреватели и тер¬
мические печи с соответствующими контактными и бесконтакт¬
ными системами измерения и управления. Существенную часть
оборудования составляют оптические установки, включающие
лазерные оптические генераторы, спектрометры, голомикроскоп
с высокой разрешающей способностью и т.д., и, кроме того,
аппаратуру для наблюдения и фотографирования. Суммарные
характеристики оборудования: масса 586 кг; объем 3,4 м^;
мощность 1,7 кВт; пиковая мощность 3,3 кВт.
10-1
73
Информационным. Оборудование, обеспечивающее сбор ин¬
формации для наблюдения и управления процессами, включаю¬
щее в себя различные системы — от обычных до полностью ав¬
томатических. Суммарные характеристики оборудования: мас¬
са 518 кг; объем 3,1 м3; мощность 1,8 кВт.
Во всех случаях каждая из первых четырех групп может
независимо использоваться в комбинации с соответст¬
вующей аппаратурой информационного оборудования.
В настоящее время рассматриваются две концепции компо¬
новки оборудования Spacelab: одноэтажная и арочная, где
обозначены в различных комбинациях следующие группы обору¬
дования: 1 - информационное; 2 - биологическое; 3 - оборудо¬
вание для бесконтактного нагревания и охлаждения; 4 - обо¬
рудование общего назначения; 5 — нагревательное.
Для окончательного решения о жизнеспособности той или
иной концепции кроме установления перечня оборудования не¬
обходимо провести анализ совместимости технических характе¬
ристик отдельных подсистем и систем в целом с КА. Некото¬
рые положения такого анализа сформулированы ниже.
Предметом анализа являются мощность, характеристики ис¬
точников энергии, отвод тепла и электромагнитные характерис¬
тики.
Анализ потребной энергии на борту Spacelab указывает,
что использование промышленного оборудования не всегда бу¬
дет удовлетворять требованиям по ряду параметров (напряже¬
ние,частота, стабилизация и т.п.) и что для достижения макси¬
мальной гибкости во всей системе полезных нагрузок необхо¬
димы специальные устройства, обеспечивающие весь спектр
требуемых характеристик источников энергии.
Основываясь на этих заключениях и учитывая тепловые проб¬
лемы, связанные с ними, требуется решить следующие задачи:
определить требуемые уровни мощности и другие характеристи¬
ки (напряжение, частоты, стабилизацию и пр.) для всех эле¬
ментов оборудования и систем регулирования теплового режи¬
ма; определить, какие источники энергии нужно иметь на бор¬
ту и их параметры; провести сравнительный анализ возможных
реализаций обеспечения источниками энергии и выбрать основ¬
ной вариант для последующих доработок. Сравнение источни¬
ков энергии необходимо проводить с учетом: влияния на эле¬
менты полезной нагрузки; влияния на КА (Spacelab); гибкос¬
ти, эффективности, массы, размеров, безопасности, электро¬
магнитных характеристик.
Воспрос о тепловых характеристиках является одним из
74
важнейших в анализе совместимости оборудования на борту КА.
При его рассмотрении необходимо кроме расчета количества
тепла, требующего отвода, учесть специфические требования
температурного режима аппарата. Очевидно, потребуются до¬
полнительные системы охлаждения, что повлечет за собой ус¬
тановку дополнительных пневмогидравлических магистралей.
В свете этого возникает необходимость дополнительного иссле¬
дования предполагаемого оборудования с целью уменьшения
тепловых проблем, связанных с его работой.
Самостоятельной проблемой является вопрос об электромаг¬
нитных характеристиках оборудования и совместимости его в
этом плане с КА. Решение этой проблемы традиционно осу¬
ществляется исследованием па моделях. Можно заранее сказать,
что такие исследования не ответят на все интересующие вопро¬
сы, однако первый шаг должен быть сделан. Прежде всего не¬
обходимо оценить электромагнитные характеристики предпола¬
гаемого для использования промышленного оборудования, пос¬
кольку обычные оценки не включают всех требуемых для
космических установок параметров. Эта проблема тем более
серьезная, поскольку на борту аппарата предполагается исполь¬
зовать высокое напряжение и токи большой силы.
Предварительный анализ перечня оборудования, составляю¬
щего полезную нагрузку, указывает, что функциональные пот¬
ребности большинства экспериментов могут быть удовлетворе¬
ны промышленными образцами оборудования. Тем не менее ос¬
тается еше ряд факторов, требующих тщательного рассмотре¬
ния, таких-, как безопасность, компоновка, конструкция, регу¬
лирование мощности, тепловой режим, материалы конструкции.
Перечень этих проблем можно условно разбить на три ка¬
тегории. Первая категория включает компоновку, конструкцию,
регулирование мощности и тепловой режим. Эти вопросы свя¬
заны с операционными характеристиками индивидуальных агре¬
гатов оборудования. Решение этих вопросов не представляет¬
ся очень сложным, так как в промышленности достаточно мно¬
го агрегатов с одинаковыми -операционными характеристиками
и из них представляется возможным выбрать такие, которые
удовлетворяли бы требования по конструкции, мощности и теп¬
ловому режиму.
Вторая категория включает вопросы о дегазации и воспла¬
менении материалов конструкции. Ввиду большого разнообра¬
зия материалов, используемых в промышленности, очевидно,
можно выбрать материал с требуемыми характеристиками.
Третья категория проблем связана с вопросами безопасное—
75
10-2
ти. Рассмотрение вышеупомянутых проблем всегда связано с
анализом возможных опасных ситуаций с точки зрения безо¬
пасности, особенно это касается оборудования высокого напря¬
жения.
Таким образом осуществляется отбор оборудования для вто¬
рого более детального этапа оценки.
Глава 2
АНАЛИЗ РАЦИОНАЛЬНОГО СООТНОШЕНИЯ РУЧНЫХ
И АВТОМАТИЧЕСКИХ ОПЕРАЦИЙ, УЧИТЫВАЕМЫХ
ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ ТРАНСПОРТНОЙ
КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
2,1 Человек и автоматы в космических системах
[ 87+89, 232] .
Выбор рационального соотношения объема ручных и автома¬
тических операций при проектировании космических систем
имеет чрезвычайно важное значение для обеспечения доста¬
точно высокой эффективности системы. Хотя критерии выбора
в этой области по-прежнему остаются не слишком определен¬
ными, тем не менее к настоящему времени накоплен значи¬
тельный опыт в использовании как автоматических, так и пи¬
лотируемых космических объектов, что позволяет подойти к
оценке целесообразной роли человека-оператора с более сис¬
тематических позиций. Важными факторами, влияющими на
желательное соотношение между ручными и автоматическими
операциями, являются степень зависимости автоматических
устройств от вмешательства человека (т.е. их надежность) и
сравнительные стоимости пилотируемых и автоматических сис¬
тем. Существенный вклад в увеличение надежности внесло
появление твердотельных электронных схем. Такие схемы,
входящие в состав логических и связных подсистем, позволя¬
ют человеку дистанционно воздействовать на космические
объекты с Земли. С другой стороны, серьезным фактором яв¬
ляется также создание ВКС, который превращает транспорти¬
ровку людей на орбиту и обратно в обычную операцию. В
прошлом трудности доставки человека в космос и обратно
вместе с соответствующими обеспечивающими системами бы¬
ли основным препятствием на пути к широкому использованию
возможностей человека в космосе. В частности, отмененная
76
в 1969 г. программа создания военной орбитальной лабора¬
тории MOL может служить наглядным примером ситуации,
когда заманчивые перспективы применения не могли скомпен¬
сировать большие расходы, связанные с транспортировкой
и обеспечением космонавтов [88].
Ниже рассматриваются основные функции космических сис¬
тем, специфические возможности человека в космосе, сравни¬
тельные затраты на ручные и автоматические системы и вы¬
текающие отсюда тенденции [881. В целя^с дальнейшего ана¬
лиза полезно ввести классификацию как гражданских, так и
военных операций. Приводимая здесь классификация служит
лишь методологической основой и не может рассматриваться
как средство принятия конкретных решений о том, какие имен¬
но системы следует применять в том или ином случае. Таким
образом, для дальнейшего изложения можно воспользовать¬
ся следующей классификацией.
1. Раведка:
а) метеорологическая;
б) природных ресурсов;
в) для обнаружения и сопровождения морских судов.
2. Связь:
а) передача данных;
б) ретрансляция голосовой и видеоинформации;
3. Производственные процессы.
4. Контроль и управление.
5. Получение и преобразование энергии в космосе.
Перечислим также основные функции, из выполнения которых
складываются указанные выше операции.
1. Измерения (восприятие)^
а) поиск;
б) обнаружение;
в) целеуказание;
г) сопровождение;
д) интеграция сигнала.
2. Сообщения:
а) передача сигналов
голосовая и видеосвязь;
передача информации.
3. Обработка информации:
а) сжатие;
б) преобразование;
в) интерпретация;
г) хранение.
77
4. Излучение:
а) оптическое;
б) микроволновое;
в) радиочастотное.
5. Обеспечение функционирования в космосе:
а) размещение;
б) регулирование характеристик окружающей среды;
в) энергоснабжение;
г) изменение орбитальных параметров.
6. Инициирование работы системы:
а) механическое развертывание (сборка);
б) проверка (оценка качества функционирования);
в) регулирование (калибровка).
7. Доставка:
а) с Земли на орбиту;
б) с орбиты па орбиту;
в) с орбиты на Землю.
8. Обслуживание и управление:
а) контроль состояния;
б) прием и исполнение команд;
в) группировка и перенастройка подсистем;
г) замена блоков и элементов;
д) ремонт.
Чтобы разобраться в методике функционального анализа
с использованием этой классификации, рассмотрим некоторые
типичные спутниковые операции на примере спутника связи.
Работа этого спутника связана с выполнением следующих
функций: измерения, сообщения, обеспечения функционирования,
инициирования работы системы, обслуживания и управления.
Функции измерений в данном случае могут относиться к выс¬
тавке антенны по измеряемой мощности или фазе сигнала, оп¬
тическим измерениям направлений на Землю, Солнце или
звезды для определения ориентации, а также (в случае, если
орбитальное положение спутника или положение наземного пот¬
ребителя меняются во времени) с поиском и сопровождением
в частотной области для компенсации доплеровских эффектов.
После того как приемные и передающие антенны соответству¬
ющим образом сориентированы, производится ретрансляция
принимаемого сигнала, т.е. он сдвигается пО частоте.
К обеспечивающим функциям относятся размещение связно¬
го оборудования, регулирование характеристик среды для соз¬
дания теплового баланса, электропитание подсистем и при не¬
обходимости коррекция орбиты. После того как спутник выво—
78
дится на орбиту, необходимо включить его подсистемы, осво¬
бодить запирающие механизмы, используемые во время старта
и выведения, развернуть антенны и отрегулировать мощность
сигнала. Иными словами, функция инициирования работы сис -
тем также входит в данную операцию. Функции обслуживания
и управления связаны с контролем состояния подсистем и при¬
емом и исполнением команд по изменению режимов работы и
переключению резервных элементов.
Рассматривая в этом контексте возможности человека,
можно составить перечень функций, характеризующий потен¬
циальные области его участия. Этот список выглядит следую¬
щим образом.
1. Ощущения (измерения):
а) зрение;
б) слух;
в) обоняние;
г) осязание.
2. Физические манипуляции.
3. Мыслительные процессы:
а) концептуальное мышление;
б) интерпретирующее мышление;
в) запоминание;
г) приспособительное рассуждение.
4. Связь:
а) исполнение команд;
б) интерпретирующий перевод.
В области оптических измерений возможности человека ог¬
раничены очень узкой областью электромагнитного спектра -
визуальным диапазоном длин волн 0,3/0,7 мкм. Следователь¬
но, если говорить о двух приведенных выше примерах, то че¬
ловек не может непосредственно воспринимать радиочастотное
или инфракрасное излучение и для преобразования сигналов в
оптический диапазон на борту спутника потребовалось бы
иметь соответствующее оборудование. Другой фактор, ограни¬
чивающий возможности использования способностей человека,
связан с повторяемостью операций и однообразием логических
последовательностей их выполнения. Готовность к выполнению
и внимание человека в некоторой степени зависят от разнооб¬
разия и все время повторяющиеся задачи обычно сопровождают¬
ся ошибками, которые можно приписать утрате внимания. В
случае строго логических последовательностей, если имеется
достаточное количество детерминированных реакций, выполне¬
ние задачи нетрудно осуществить путем соответствующего прог¬
раммирования счетно-решающих устройств.
79
Две другие функции - инициирование и обслуживание - в боль¬
шей степени совместимы с возможностями человека. В настоящее
время при эксплуатации спутников развертывание выдвижных
устройств, проверка и калибровка выполняются более или ме¬
нее автоматически. Антенны развертываются под действием
пружинных механизмов, пиротехнических или электромеханичес¬
ких устройств. Однако в будущем необходимость эксплуатации
более сложных спутников может привести к тому, что такие
простые устройства уже нельзя будет использовать. Например,
если спутник рассчитан на взаимодействие с персоналом пу¬
тем ретрансляции сигналов через космос, то он должен быть
оборудован довольно крупными антеннами и для их монтажа и
развертывания будет желательным участие космонавтов. При
наличии ВКС, обеспечивающего доступ людей на низковысот¬
ные орбиты, ручная сборка и развертывание могут быть вы¬
полнены при выходе экипажа в открытый космос или с по¬
мощью дистанционных манипуляторов.
В работе [88] описана схема обслуживания спутника для
разведки природных ресурсов EOS, разработанная Центром им.
Годдарда (NASA). Спутник обслуживается ВКС и рассчитан
на замену отдельных модулей. Разгрузка спутника из ВКС и
захват его с последующей стыковкой (предполагается, что
спутник стабилизирован) выполняются специальным манипуля¬
тором. Спутник устанавливается на стыковочном кольце над
магазином, в котором размещаются новые модули. Для пере¬
мещения модулей и установки их в необходимое положение
имеется система подвижных штырей. Стыковочное кольцо по¬
ворачивается, что позволяет ориентировать спутник по отно¬
шению к магазину. Сначала механизм извлекает из спутника
старые модули и помещает их в узлы временной фиксации. За¬
тем он вынимает из магазина новые модули и устанавливает
их на спутник, а после этого возвращает старые модули в ма¬
газин. Эти операции производятся под управлением специалис¬
та, находящегося в кабине экипажа ВКС. Специалист наблюда¬
ет за операцией через телевизионный монитор и включает не¬
обходимые механизмы. Предполагается, что в случае непред¬
виденных задержек с обслуживанием или поломок космонавты
могут выйти в открытый космос, чтобы непосредственно воз¬
действовать на обслуживающие механизмы.
Спутники типа EOS размещаются на орбитах сравшгтель—
но небольшой высоты (порядка 750 км), и поэтому их можно
будет обслуживать непосредственно с помощью ВКС. Однако
большинство операционных спутниковых систем будет развер—
80
гываться на орбитах больших энергий, например 12- или
24—часовых, и это потребует применения дополнительных ра¬
кетных ступеней. Так как практически все спутниковые сис¬
темы министерства обороны и других организаций (кроме
NASA ) относятся к операционному типу, то можно считать,
что свыше 70% операций с применением дополнительных сту¬
пеней будут связаны с обслуживанием и эксплуатацией спутни¬
ковых систем.
Как уже говорилось, одним из основных факторов при вы¬
боре между человеком и автоматом для выполнения определен¬
ных операций является стоимость доставки человека к месту
проведения операций. Чтобы выполнять космические операции
вручную на орбитах больших энергий, необходимо доставить
экипаж с борта ВКС к спутнику с помощью дополнительной
ступени. Согласно принятой схеме, в блоке предусмотрено про¬
странство для размещения двух космонавтов, оборудования
системы жизнеобеспечения, модулей для замены вышедшего
из строя оборудования на посещаемом спутнике, консолей для
управления блоком и проверки аппаратуры посещаемых спутни¬
ков, а также всего необходимого для выходов космонавтов в
открытый космос. Предполагается, что во время обслуживания
спутника ракетная ступень ( МТА) остается пристыкованной
к обитаемому блоку, обеспечивая его стабилизацию и дополни¬
тельное снабжение электроэнергией. Рассматривается также
альтернативный вариант, в соответствии с которым обитаемый
блок обеспечивается дополнительными электронными системами
управления ориентацией и стабилизации, двигателями и энерго¬
установкой, что позволит отделять МТА от обитаемого бло¬
ка. В табл. 3 приведены характеристики перспективного МТА
с удельным импульсом двигательной установки 4740 Н/(кг/с).
Здесь нашли отражение два варианта выполнения операции. В
первом варианте используется один МТА, а во втором — два
последовательно соединяемых МТА. Первый аппарат играет
роль ускорителя и затем возвращается к ВКС, а второй ап¬
парат выводит обитаемый блок в эону встречи с обслуживае¬
мым объектом и после этого также возвращается к ВКС4 Опе¬
рации выведения и возвращения полезной нагрузки предусмат¬
ривают проведение полетов в два этапа для каждого из вари¬
антов. В режиме обслуживания ракетная ступень остается при¬
соединенной к обитаемому блоку и после окончания работ воз¬
вращается вместе с ним к ВКС. Приведенные в табл. 3 чис¬
ленные значения получены без учета необходимости повышения
11-1
81
надежности для использования МТА в пилотируемом режиме.
Иначе говоря, следует ожидать некоторого сокращения энерге¬
тических возможностей МТА в связи с необходимостью
улучшения запасов прочности и повышения надежности.
Таблица 3
Энергетические возможности МТА при обслуживании
объектов на геостационарной орбите
Тип операции
Два межорбиталь—
ных аппарата, сое¬
диненных после¬
довательно
Один межорби—
тальный аппа¬
рат
Масса полезной нагрузки, кг
Выведение и развертыва¬
ние объекта
18 200
3220
Возвращение объекта с
орбиты
6 350
1900
Обслуживание
5 000
1360
Полагая массу обитаемого блока равной 2700 кг и учи¬
тывая дополнительную массу запасных частей, модулей для
замены и оборудования для выхода в открытый космос, най¬
дем, что суммарная масса обитаемого блока будет составлять
около 5000 кг. Отсюда следует, что единственным реальным
вариантом для режима обслуживания является вариант сдвоен¬
ного межорбитального аппарата. Эго потребует двух рейсов
ВКС с межорбитальными аппаратами, что обойдется согласно
оценкам NASA в 22 млн.долл. Дополнительные расходы на
запасные части и стоимость ремонта обитаемого блока уве¬
личат стоимость операции примерно до 30 млн.долл. Стои¬
мость современного спутника связи 8^-15 млн.долл. Так как
за один рейс ВКС сможет обеспечить выведение двух спутни¬
ков, стоимость закупки и выведения нового спутника можно
считать равной 14^21 млн.долл. Таким образом, даже из
приближенного сравнения видно, что для того, чтобы рассмат¬
риваемая схема обслуживания была конкурентноспособной, она
должна обеспечивать одновременное обслуживание по крайней
мере двух (а вернее всего четырех) спутников, если только
стоимость спутников не увеличится в сколько-нибудь значи¬
тельной степени.
82
Чтобы обслуживать несколько спутников, обитаемый блок
должен располагать возможностью перемещения от одного
спутника к другому, т.е. необходимо предусмотреть маневры
фазирования. Эти маневры связаны с расходом топлива и ,
следовательно, с уменьшением располагаемой массы полезной
нагрузки. Требуемая величина характеристической скорости
зависит от угловой дальности перелета и от располагаемого
времени для выполнения маневра. Принимая угловую дальность
равной 180° и продолжительность маневра равной 2,5 сут,
найдем, что требуемая характеристическая скорость составля¬
ет 443 м/с, а это приводит к уменьшению располагаемой мас¬
сы полезной нагрузки на 980 кг. В результате на каждый
обслуживаемый спутник остается по 556 кг специальной по¬
лезной нагрузки (запасных модулей). Обслуживание трех допол¬
нительных спутников (т.е. всего четырех спутников) потребу¬
ет большей продолжительности (14 сут), а располагаемая мае—
сь полезной нагрузки сократится на 1450 кг, в результате
чего на каждый из обслуживаемых спутников останется все¬
го лишь по 160 кг специальной полезной нагрузки. Подводя
итоги, можно заключить, что операции обслуживания с участи¬
ем человека представляются предельно допустимыми с техни¬
ческой точки зрения при обслуживании четырех спутников и
могут оказаться реализуемыми в случае обслуживания трех
или менее спутников, а это предполагает работу с более слож¬
ными типами спутников.
Перейдем к схеме автоматического обслуживания. В соот¬
ветствии с этой схемой конструкция спутника должна пред¬
ставлять собой кольцо или ферменную систему, на которой ус¬
тановлены модули с оборудованием. Блок обслуживания с но¬
выми модулями крепится к передней части МТА, который осу¬
ществляет встречу со спутником в автоматическом режиме,
используя бортовые средства навигации (или по управлению с
Земли с использованием телевизионного канала) и жестко
стыкуется с этим спутником. Блок обслуживания поворачивает¬
ся так, чтобы положению требующего замены модуля на спут¬
нике соответствовала позиция с пустым гнездом на блоке.
Манипулятор отсоединяет модуль от спутника и устанавливает
его в соответствующее гнездо блока обслуживания . Затем
блок поворачивается так, чтобы новый модуль совместился с
необходимой позицией на борту спутника, а манипулятор уста¬
навливает модуль на спутнике и обеспечивает необходимые
соединения. Масса блока обслуживания (конструкция, позицион¬
ный механизм, манипулятор) оценивается примерно в 180 кг.
11-2
83
Обращаясь вновь к табл. 3, видим, что один МТА с распо¬
лагаемой массой полезной нагрузки (для режима обслужива¬
ния) порядка 1360 кг вполне подходит для данной задачи. В
этом случае 180 кг будет отведено на блок обслуживания,
700 кг - на заменяемые модули, а остальные 480 кг - на
топливо (с учетом испарения криогенных компонентов) для
14-суточной операции с перемещением между четырьмя
спутниками, расположенными на угловой дальности 90° один
относительно другого. С экономической точки зрения такая
схема более привлекательна, поскольку она требует лишь од¬
ного рейса ВКС с МТА и стоимость транспортировки сокра¬
щается до 11 млн.долл.
Дополнительный вклад в анализ соотношений между ручны¬
ми и автоматическими операциями в космосе может внести
рассмотрение ракетной транспортной ступени малой тяги SEPS
(Solar Electric Propulsion Stage — солнечно-электрическая
транспортная ступень). Двигательная установка этой ступени
представляет собой комплект ртутных ионных двигателей,
обеспечивающих силу тяги порядка 1,1 Н при очень высоком
удельном импульсе (около 30 000 Н/(кг/с)). Электроэнергия
для двигателей поступает от больших панелей солнечных
элементов. В сочетании с обычными транспортными ступенями
системы SEPS может эффективно использоваться для выпол¬
нения операций обслуживания в тех случаях, когда продолжи¬
тельность не является ограничивающим фактором. Кроме того,
если допустить время перемещения порядка нескольких меся¬
цев, то большие спутники можно было бы собирать на низко¬
высотных орбитах с участием космонавтов, располагающихся
на ВКС. После сборки спутники можно перемешать на орбиты
больших энергий с помощью электроракетной ступени при дос¬
таточно малых уровнях ускорений, чтобы не повредить боль¬
шие конструкции небольшой жесткости.
Выводы. Обзор операций, связанных с созданием и эксплу¬
атацией спутниковых систем, показывает, что часть функций
может выполняться только автоматами, в то время как дру¬
гие функции вполне доступны для выполнения их человеком
с высокой эффективностью. Хотя возможности человека огра¬
ничены диапазоном спектра воспринимаемой информации, объе¬
мом обрабатываемой информации и скоростью ее обработки,
человек успешно справляется с такими функциями, как иници¬
ирование работы автоматического оборудования, обслуживание,
контроль и управление. Экономические соображения могут вна¬
чале ограничить сферу действия человека низковысотными ор-
84
битами, где его обязанности будут сводиться к проверке сис¬
тем, управлению их работой, эксплуатации средств обслужива¬
ния (типа блока обслуживания) и при обнаружении отказов
интенсивным операциям в открытом космосе. Несмотря на то,
что прямое участие человека в операциях на орбитах больших
энергий в принципе возможно, в настоящее время автоматичес¬
кие системы представляются экономически более выгодными.
2.2 Оценка роли космонавтов в транспортной
космической системе [ 871
Большинство разработчиков транспортной космической сис¬
темы считает, что замена космонавтов автоматами в этой
системе невозможна ни по техническим, ни по экономическим
соображениям [87]. Однако необходимо иметь в виду, что
даже само пребывание людей в космосе связано с дополнитель¬
ными затратами на жизнеобеспечение, питание, удаление отхо¬
дов и специальное оборудование. Ближайшей программой, в
которой предусматривается широкое участие космонавтов, яв¬
ляется эксплуатация парка ВКС — первой космической транс¬
портной системы, строящейся на коммерческой основе. Для
оценки роли космонавтов в этой программе имеет смысл рас¬
смотреть степень участия человека в предыдущих программах.
Работу экипажа в космосе можно разбить на следующие три
категории: 1) пилотирование; 2) научно-технические экспери¬
менты и работа с полезной нагрузкой; 3) прочие работы (эк¬
сплуатация служебных систем, выходы в открытый космос
и т.п.).
Сводка характеристик задач пилотирования, выполнявших¬
ся на различных этапах полета (выведение, сближение, сты¬
ковка, вход в атмосферу, посадка) для нескольких космичес¬
ких программ приведена в табл. 4. На участке выведения диа¬
пазон ролей космонавта простирается от "беспомощного ожи¬
дания' на КК Mercury до включения в резервную систему
навигации и наведения и частичного участия в резервном
контуре управления ориентацией КК Apollo. В реальных по¬
летах космонавтам ни разу не пришлось взять на себя управ¬
ление, поэтому экипажу оставалось следить за траекторией и
быть готовым к вмешательству, в случае какого-либо отка¬
за. Потенциальные возможности космонавтов в управлении на
участке выведения были продемонстрированы с помощью моде¬
лирования. Хотя качество управления было хуже, чем в слу—
85
<0
я
ж
с
ю
<0
Ь
частие космонавтов в пилотировании ракетно-космических систем
86
Программы
ВКС
Резервное наве¬
дение
Ручное управле¬
ние
Автоматическое
Skylab
Резервные
функции на¬
ведения и на¬
вигации
Частичное учас¬
тие в резерв¬
ной системе
управления
ориентацией
Автомат ическое
управление в
аварийных ситу¬
ациях на малых
высотах
Ручное уп¬
равление в ос¬
тальных случаях
Автоматическое
Apollo
Резервные
функции на¬
ведения и
навигации
Частичное учас¬
тие в резерв¬
ной системе
управления
ориентацией
Автоматичес¬
кое управление
в аварийных
ситуациях на
малых высотах!
Ручное уп¬
равление в
остальных
случаях
Автоматическое
Gemini
Резервные
функции на¬
ведения и
навигации
Ручное уп—
• равнение
Ручное
Mercury
Автоматичес¬
кое
Ручное управ¬
ление в резер¬
вном режиме
Этапы полета
Выведение
Управление
полетом
Аварийное спа¬
сение
Сближение
Сопровождение
87
Автоматическое
управление
Ручное управле-
UUO
Ручное управле¬
ние
Частично ручное
в резервном ре¬
жиме
Частично ручное
в резервном ре¬
жиме
Частично ручное
управление в ре¬
зервном режиме
Частично ручное
в резервном ре¬
жиме
Частично ручное в
резервном режиме
Автоматическое
управление
Ручное управ-
лонис
Ручное управ¬
ление
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное управ¬
ление в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
1
Ручное управ¬
ление
Ручное управ-
Ручное управ¬
ление
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное управ¬
ление в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
—
Ручное управ¬
ление
Ручное управ-
лоиио
Ручное управ¬
ление
Ручное управ¬
ление в ре¬
зервном ре¬
жиме
Ручное (до
Gemini X )
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме (до
Gemini Xtt)
—
!
—
-
•
Ручное уп¬
равление в
резервном
режиме
Ручное в ре¬
зервном ре¬
жиме
—
Корректирующие
маневры
Торможение
Причаливание и
Активные участки
для измерения
орбиты
Управление ори¬
ентацией
Включение и вык-
лючение дивга-
теля,
Вход в атмо-
сферу
Тормозной им¬
пульс
Управление ори¬
ентацией
чае автоматических систем, тем не менее энергетические
потери, связанные с ручным управлением, оказались незначи¬
тельными (табл. 5).
Та блица 5
Качество управления полетом на участке
выведения в ручном и автоматическом режимах
Режим управ¬
ления
Операция
Орбитальная
скорость в
конце участ¬
ка выведения,
м/с
Высота в
перигее,
км
Высота
в апо¬
гее, км
Автоматичес¬
кий
Apollo -8
7793
184,5
185,2
Apollo—9
7794
184,6
186,5
г
Apollo -10
7793
184,6
185,7
г
Apollo —11
7793
183,2
185,9
г
Apollo-12
7792
181,1
185,4
г
Apollo -13
7792
183,9
185,7
Ручное
Моделирование
7796
189,3
212,4
Г
9
7797
181,9
185,4
9
7795
177,2
188,5
г
9
7802
190,7
210.4
9
9
7800
175,9
190,7
9
9
7798
196,3
200,0
9
9
7792
170,4
188,9
Другой стороной участка выведения является опасность
взрыва компонентов топлива, которая может привести к ава¬
рийной ситуации. До полетов КК Mercury считалось, что че¬
ловек физически и эмоционально не способен управлять систе¬
мой при возникновении такой ситуации. Поэтому сначала сис¬
тема аварийного спасения основывалась полностью на авто¬
матических средствах с ручным резервированием. Однако впо¬
следствии выяснилось, что возможности человека недооценива¬
лись и в дальнейшем предусматривалось полностью ручное уп¬
равление в режимах аварийного спасения. Исключение состав¬
ляли программы Apollo и Skylab, для которых в течение пер¬
вых 2 мин полета управление в аварийной ситуации могло
производиться только в автоматическом режиме. Участок сбли¬
жения подразумевает выполнение трех основных задач: селек—
88
ции (обнаружения) и захвата цели, сопровождения и пре®еде¬
ния маневре®, включая маневр торможения для управления ско¬
ростей. Все эти операции, за немногими исключениями, выпол¬
нялись вручную. Для программ Apollo и Skylab предусматри¬
вались автоматические поиск и захват, бортовые радиолока¬
торы КК Gemini и лунного корабля КК Apollo обеспечивали
автоматическое сопровождение. Кроме того, активные манев¬
ры командного отсека с использованием маршевого ЖРД вы¬
полнялись автоматически. Управление причаливанием, а также
групповым полетом всегда производилось вручную.
Выполнение маневре® для изменения орбиты производилось,
как правило, автоматически, в зависимости от того, какая
часть функций (наведение, навигация, управление) была запро¬
граммирована в бортовых счетно-решающих устройствах. Для
КК Mercury и Gemini соответствующие операции сводились к
управлению ориентацией, в то время как для КК Apollo все
операции были автоматизированы. Блоки тормозных РДТТ,
использовавшихся на КК Mercury и Gemini, включались авто¬
матически или вручную и работали вплоть до полного выгора¬
ния топлива. Маршевый двигатель КК Apollo управлял глав¬
ным образом автоматически. Однако на этом этапе полета во
всех программах космонавты играли активную роль, составляя
существенную часть резервной системы. Экипажи выполняли
функции навигации, наведения, управления и ручного включения
и выключения двигателей как в демонстрационных целях, так
и при возникновении реальных потребностей в таких действи¬
ях . Отказы автоматических систем управления на КК Mercu¬
ry-6, —7 и -9 потребовали ручного управления торможением
для входа в атмосферу. Ручное управление маневрами выпол¬
няли экипажи КК Apollo -7 и -9 с демонстрационными целями
и экипаж КК Apollo -13 при возникновении аварийной ситуации.
Три из шести маневров во время полета КК Apollo -13 бы¬
ли выполнены полностью вручную; во время остальных манев¬
ров автоматическая система работала нормально, а космонав¬
ты просто контролировали операцию.
Автоматический вход в атмосферу планировался для всех
КК Mercury, однако из-за отказов систем он был реализован
только при полете Mercury —8. Во время всех остальных по¬
летов управление входом производилось или полностью вручную,
или с частичным использованием ручного управления. Качест¬
во ручного управления сейчас оценить невозможно, однако во
всех случаях оно сокращало расход топлива автоматической
системой. Для программы Gemini (вплоть до Gemini X
12-1
89
Включительно) предусматривалось ручное управление входом в
атмосферу. Два последние КК этой серии использовали автома¬
тический режим входа. Сравнительные данные, приведенные на
рис. 9 и в табл. 6, показывают, что качество автоматичес¬
кой системы управления входом сравнимо с качеством ручного
управления, однако характеристики автоматической системы
более однородны. На рис. 9 показан разброс точек посадки
КК Gemini относительно расчетной точки; по оси ординат-
расстояние от расчетной точки посадки в направлении юг-се¬
вер [х!,85 км]; по оси абсцисс — расстояние от расчетной
точки посадки в направлении запад-восток [х!,85 км].
Таблица 6
Точность посадки КК Gemini
Номер космичес¬
кого корабля
Величина про¬
маха, км
Примечания
11
26
Смещение расчетной точки
III
111
Уменьшение аэродинамического
качества
IV
81,5
Смешение расчетной точки,
выход из строя бортовой ЦВМ
V
168,5
Погрешность при уточнении
координат
VI-A
13
Не было радиолокационного
контакта на высоте менее
55 км
VII
11,8
Уменьшение аэродинамического
качества
VIII
2,6
Аварийный вход в атмосферу
1Х-А
0,7 .
— '
X
6,3
—
XI
4,9
Автоматическое управление
входом
XII
4,8
Автоматическое управление
входом
Программа Apollo представляла собой возвращение к
принципам автоматического управления входом в атмосферу.
К этому времени автоматические системы были достаточно
хорошо отработаны и все операции входа в атмосферу КК
Apollo производились автоматически. Экипажи наблюдали за
90
Рис. io
Рис. 9
ходом операции, ожидая появления отказов, которые так и не
произошли. Из всего сказанного можно сделать вывод, что в
области пилотирования автоматические системы обладают
очевидными преимуществами, за исключением задач, связан¬
ных с операцией встречи, хотя и отличаются меньшей гиб¬
костью. Автоматические системы управления обеспечивают
большую точность, меньшие расходы топлива, более успешно
справляются с жесткими допусками на пилотирование, а также
обеспечивают более однородные характеристики. Космонавты
располагают большей гибкостью управления и могут выполнять
работы при выходе из строя части систем . Так, проблема,
возникшая при стыковке во время полета КК Apollo -14, бы¬
ла успешно решена путем многократного повторения попыток
с увеличением скорости сближения. При полете КК Apollo -
13 две коррекции траектории были выполнены за счет сов¬
мещения краев полудиска Земли, видимых в передний иллюми¬
натор, с изображением Солнца в оптическом телескопе, когда
недостаток электроэнергии не позволил использовать автома¬
тическое навигационное оборудование. Если бы посадка на Лу¬
ну производилась автоматически, то система посадила бы лун¬
ный корабль 'вслепую" или на крупный обломок поро¬
ды, или в кратер даже при точном выдерживании ориен¬
тации и вертикальной скорости. Поэтому во всех полетах КК
Apollo посадка лунного корабля производилась вручную.
Степень участия человека в проведении космических экспе¬
риментов и эксплуатации полезной нагрузки непрерывно воз¬
растала, как это видно из рис. 10, где показано число науч¬
но-технических экспериментов (ось ординат) для различных
12-2
91
программ. Над каждой программой указано число полетов или
посещений.
С самого начала проекта Mercury космонавты произво¬
дили фотографирование с орбиты, вели визуальные наблюдения,
а также сами служили объектами экспериментов для медико¬
биологических исследований. В программе Gemini космонав¬
там уже были доверены технические операции: космонавты
нажимали рукоятки, устанавливали или снимали монтажные ско¬
бы или даже целые блоки. Программа A polio ознаменовала
переход к использованию космонавтов в качестве ученых-прак¬
тиков. Благодаря интенсивной предполетной подготовке космо¬
навты успешно справлялись с задачами наблюдений с селено¬
центрической орбиты и практической селенологии. В ходе вы¬
полнения программы Skylab космонавты провели множество
медицинских, научных, технических и технологических экспе¬
риментов.
Проведение экспериментов на борту КК Mercury было огра¬
ничено по нескольким причинам. Основная цель программы
заключалась в том, чтобы продемонстрировать возможности
существования человека в космосе и выполнения им опреде¬
ленных функций, связанных с обеспечением космического поле¬
та — пилотирования и контроля систем. Кроме того, продолжи¬
тельность полетов была незначительной при ограничениях
на массу, объем и расходуемые резервы. Несмотря на эти ог¬
раничения, масса научной полезной нагрузки увеличилась в
ходе выполнения программы с 5 кг (Mercury -6) до 28 кг
(Mercury -9). Из шести основных групп экспериментов космо¬
навты играли активную роль в трех: визуальной селекции
объектов, фотографировании и медицинских экспериментах. Ре¬
зультаты экспериментов по визуальному обнаружению и селек¬
ции объектов позволили сформулировать требования к оптичес¬
ким средствам сопровождения для лунного корабля, использо¬
вавшимся при встрече отсеков в ходе программы Apollo. Пред¬
полетное обучение экипажей фотографированию не проводилось
в отличие от последующих программ Apollo и Skylab, где фо¬
тографирование выполнялось в интересах метеорологии и гео¬
логии. Поэтому кроме "простого,* фотографирования объектов,
представляющих интерес, космонавты КК Mercury следовали
летному распорядку, фотографируя горизонт, облачные образо¬
вания и поверхность Земли и т.д. Медицинские эксперименты
заключались в сравнении предполетных и послеполетных физи¬
ологических характеристик и получении некоторой информации
е помощью телеметрических датчиков. Такая процедура сох-
92
рамялась практически неизменной вплоть до программы Skylab,
для которой было предусмотрено 16 специальных медицинских
экспериментов.
В ходе выполнения программы Gemini было проведено 54
важных эксперимента, причем некоторые из них проводились
по нескольку раз. 50 из этих экспериментов не предусматри¬
вали каких-либо серьезных испытаний возможностей человека,
если не считать непредвиденных трудностей, возникавших при
выходе в открытый космос. Задачи космонавтов были чисто
механическими; основное внимание уделялось правильной уста¬
новке и включению приборов, проведению экспериментов в за¬
данное время и ориентации приборов в заданном направлении.
Исключение составляли эксперименты D “ 5, D = 9 и Т =2,
в ходе которых космонавты использовали ручной секстант
для навигационных измерений на борту КК. Последний экспе¬
римент ( D =12), предусматривавший оценку возможностей
свободного маневрирования в космосе с помощью автономной
установки, так и не был реализован.
В программе Apollo космонавты впервые играли роль ак¬
тивных научных наблюдателей, не связанных жесткими огра¬
ничениями. Находясь на селеноцентрической орбите и на по¬
верхности Луны, космонавты собирали информацию, делали вы¬
воды, сообщали на Землю о результатах наблюдений и доку¬
ментировали данные, подтверждавшие их наблюдения. Качест¬
во работы космонавтов в этой роли было довольно высоким
благодаря интенсивной предполетной подготовке в области гео¬
логии, особенно после достижения основной цели программы —
высадки человека на Луну (Apollo -11). Ограниченное коли¬
чество окон запуска давало время для необходимой дополни¬
тельной тренировки в других областях. Успешная переквали¬
фикация пилотов-космонавтов в полевых геологов подтвержда¬
ется тысячами фотографий и записями устных описаний космо¬
навтами характеристик лунной поверхности. В последнем поле¬
те КК Apollo возможность обратной переквалификации проде¬
монстрировал доктор Харрисон Шмитт, ученый геолог, который
справлялся также с обязанностями пилота высшего класса.
В ходе программы Apollo было выполнено около 70 экспе¬
риментов, однако за исключением упоминавшейся выше науч¬
ной деятельности в остальных случаях на долю космонавтов
выпадала чисто техническая работа по обслуживанию научных
приборов. Одним из примеров подобной работы может служить
деятельность космонавтов на селеноцентрической орбите при
эксплуатации набора научного оборудования основного блока
93
KK Apollo ,' а также деятельность на поверхности Луны, не
относящаяся к геологическим исследованиям. В набор научного
оборудования основного блока входил комплект фотокамер и
приборов. От космонавтов требовалось вынимать приборы и ка¬
меры из мест хранения, устанавливать их на место, снимать
крышки с объективов и, наконец, выходить в открытый космос
для извлечения кассет с пленкой. Большей частью это была
обычная работа, проводившаяся в соответствии с имеющимися
на борту техническими инструкциями и планом полета. Откло¬
нения от инструкции допускались лишь в случае отказов и по¬
ломок. Почти вся деятельность на лунной поверхности своди¬
лась к тяжелой физической работе из-за ограничений, связан¬
ных с громоздкими лунными скафандрами. Все члены экипа¬
жей испытывали усталость после пребывания в скафандре в те¬
чение 4+7 ч. Любое использовавшееся оборудование надо
было сначала извлечь из лунного корабля, а некоторое обору¬
дование нуждалось в последующей сборке или сложной подго¬
товке к работе. Большой объем работ относился к эксплуата¬
ции лунохода и установке на лунной поверхности блока науч¬
ных приборов ALSEP. Для подготовки и сборки лунохода тре¬
бовалось выполнить. 46 элементарных операций, а для уста¬
новки блока ALSEP нужно было освободить 50 болтов, не
считая операций по размещению, включению и калибровке. До¬
полнительная нагрузка на космонавтов была связана с огра¬
ниченным полным временем пребывания на лунной поверхности,
которое определялось количеством припасов и другими харак¬
теристиками операции.
В отличие от программы. Apollo, основная задача которой
заключалась в высадке людей на Луну и безопасном их воз¬
вращении на Землю, программа Skylab была целиком посвящена
экспериментам и научным исследованиям [87,153+212].
Четыре основные задачи состояли в исследовании Земли, Солн¬
ца, физиологии человека и космической технологии. В процессе
выполнения этих задач космонавты действовали в течение дли¬
тельных периодов времени в качестве научных наблюдателей
и техников, обслуживающих множество различных приборов. В
предыдущих программах космонавтам иногда приходилось про¬
изводить ремонт КК; в случае Skylab это фактически спасло
всю программу.
Члены экипажей орбитальной станции Skylab участвовали
в качестве ученых-экспериментаторов при проведении более
40 экспериментов. В числе примеров такого рода работы мож¬
но назвать наблюдения, проводившиеся с помощью комплекта
94
телескопов ATM , исследование загораемости материалов в
условиях невесомости (эксперимент М479), технологические
эксперименты по обработке материалов-в космосе (М512),
наблюдения кометы Когоутека и т.д. Приборы комплекта ATM
позволили во много раз увеличить объем данных о Солнце, ■
поскольку их характеристики значительно превосходили пара¬
метры всех ранее использовавшихся инструментов, в частности
спектральная полоса наблюдений была увеличена в 100 раз.
Космонавты управляли работой этого сложного оборудования
с помощью специального поста управления с индикационными
панелями. Благодаря наличию индикаторов для контроля рабо -
ты приборов в реальном масштабе времени экипажи могли
выбирать районы наблюдений, которые ранее не могли наблю¬
даться с Земли. Кроме того, космонавты располагали возмож¬
ностью своевременно обнаруживать интересные с научной точ¬
ки зрения явления, происходящие на Солнце, и в соответствии
с этим выбирать режимы работы приборов, обеспечивающие
получение наибольшего объема информации. В частности, им
удавалось регистрировать весь процесс развития вспышек на
Солнце, начиная от их зарождения. Кроме съемки кометы Ко¬
гоутека с помощью пяти различных объектов космонавты сде¬
лали несколько зарисовок кометы и описали изменение цвета
различных ее элементов и интенсивности свечения. Коммента¬
рии экипажа, описывающие горение 37 различных образцов в
невесомости, в значительной степени дополнили фотографичес¬
кие материалы. В процессе экспериментов с обработкой мате- -
риалов на борту орбитальной станции использовалось электрон¬
но-лучевое устройство. Для правильной установки электронно¬
лучевой пушки космонавтам приходилось проявлять большое
искусство. Более 850 сеансов наблюдений различных районов
земной поверхности, подкрепленные 2000 фотографий, подтвер¬
ждают возможность человека распознавать характерные особен¬
ности местности, интегрировать наблюдения, принимать реше¬
ния и составлять подробные описания, т.е. выполнять такие
функции, которые в большой степени невозможны при исполь¬
зовании автоматических, заранее программируемых устройств.
Члены экипажей орбитальной станции Sky lab , как и их
предшественники в космосе, выполнили большой объем техни¬
ческой работы при обслуживании экспериментального оборудо¬
вания; они также в значительной степени участвовали в.таких
операциях, как планирование в реальном масштабе времени, за¬
рядка и перезарядка кинофотоаппаратуры пленкой, выставка
научных приборов, распределение информационных потоков и
95
т.д. Вследствие самой природы программы Skulab операции
этого типа стали главными в работе космонавтов. Большая
продолжительность космического полета привела к возможнос¬
ти ослабления временных ограничений, располагаемое количест¬
во пленки на порядок величины превышало соответствующие
запасы в предшествующих программах, а большое количество
экспериментального оборудования позволяло заменять одни
эксперименты другими (например, отказываться от сеансов
разведки природных ресурсов, если облачность затрудняла наб¬
людение выбранных районов). Наконец, аварийная ситуация,
вызванная потерей станцией теплозащитного экрана, привела к
вынужденному удвоению объема задач по обслуживанию сис¬
тем и механизмов, причем космонавты успешно справились с
этой нагрузкой. Для решения проблемы перегрева, возникшей
вследствие непредвиденных обстоятельств на участке выведе¬
ния станции, экипажу пришлось развернуть противосолнечпый
'зонт', выдвинув его в космос через один из шлюзов, пред¬
назначенных для выноса научных приборов. Эго, в свою оче¬
редь, породило новую проблему: шесть научных экспериментов
из числа запланированных нельзя было провести из-за того, что
соответствующий шлюз был занят. Данную проблему удалось
решить благодаря выходам в открытый космос. При подготов¬
ке программы такие выходы планировалось проводить только
для перезарядки пленкой фотоаппаратуры комплекта ATM, од—
нако фактически три экипажа станции выполнили более 50
внеплановых задач, связанных с выходом в открытый космос.
Эксплуатация служебных систем КК предусматривает конт¬
роль состояния систем, учет наличия припасов на борту, вы¬
явление неисправностей и по возможности проведение ремонта.
Космонавты, летавшие на КК Mercury, продемонстрировали
возможности человека при выполнении первых двух функций.
Космические операции в большой степени обеспечиваются и
направляются наземным комплексом управления; однако экипаж
должен быть способен продержаться длительное время на
орбите и при отсутствии связи с Землей. В частности, на по¬
ловине каждого окололунного витка экипажи космических ко¬
раблей были предоставлены сами себе.
Ремонт КК впервые был проведен, по существу, только во
время одного из полетов КК Apollo, а программа Skylab для
ремонтных работ предоставила широкое поле деятельности.
На КК Apollo не были запланированы ремонтные работы, и
поэтому никакого инструмента для ремонта на борту не пре¬
дусматривалось. Возникавшие потребности в ремонте приходи-
96
лось удовлетворять теми средствами, которые оказывались
под рукой. Наверное, самый сложный ремонт провел экипаж
КК Apollo -13, которому пришлось чинить систему жизнеобес¬
печения и кондиционирования основного блока. Перечень ремонт¬
ных работ, проведенных экипажами орбитальной станции Sky-
lab, довольно велик. В сокращенном виде он приведен в
табл. 7 (служебные системы) и табл. 8 (оборудование для
проведения научных экспериментов). Как уже говорилось, вы¬
полнение этих не запланированных работ, по существу, спас¬
ло всю программу.
Американские космонавты впервые осуществили выход в
открытый космос во время полета КК Gemini IV. С тех пор
этот вид деятельности довольно быстро превратился из де¬
монстрационных упражнений в стандартный способ обеспечения
экспериментов и проведения внешнего ремонта КК. В табл. 9
показан суммарный объем выходов в открытый космос, выпол¬
ненных американскими космонавтами.
Термин 'ведение хозяйства' (Housekeeping ) в космосе
отхватывает многие из тех функций, которые проводятся на
Земле: еду, сон, уборку внутренних помещений, личную гигие¬
ну, устранение отходов. Эти операции постепенно вводились в
распорядок космических полетов практически в той последова¬
тельности, в которой они здесь перечислены. Уже во время од¬
нодневного полета на борту КК Mercury —9 пилоту пришлось есть
и спать, а задача уборки или, вернее, задача хранения и раз- <
мешения имеющегося оборудования постепенно увеличивалась
в объеме . Если на борту КК Mercury космонавт имел дело
лишь с несколькими предметами, то для станции Skylab пе¬
речень потенциально перемещаемых предметов вырос более
чем до 40 000 названий. Особое значение этого факта состо¬
ит в том, что такая деятельность требует все большего вре¬
мени: в среднем более 60% продолжительности каждого рабо¬
чего дня на борту орбитальной станции Skylab космонавты
тратили на хозяйственные дела.
Какую же роль предстоит выполнять космонавтам при эксп¬
луатации парка ВКС? Прежде всего сама компоновка ВКС пред¬
полагает возникновение более сложных задач, связанных с
управлением как на участке выведения, так и на участке вхо¬
да в атмосферу и посадки. В процессе выведения -управление
траекторией производится путем отклонения векторов тяги
трех маршевых ЖРД и двух разгонных РДТТ. Понятно, что
различные уровни тяги и скорости отклонения двух групп дви¬
гателей будут создавать соответствующие сложности.
13-1
97
98
Предпринятые действия
3
Выдвинут экран в виде эонта, за¬
тем развернут новый экран в ви¬
де полога (последний установлен
при выходе космонавтов в откры¬
тый космос)
Неразвернувшееся 'крыло' было
развернуто при выходе в откры¬
тый космос
'Залипшее* реле было освобожде¬
но после того, как один из кос¬
монавтов постучал молотком по
корпусу станции около регулятора
Установлен новый блок с шестью
скоростными гироскопами
Залито дополнительное количество
хладагента
Вид неисправности
2
Экран оторвался на участке
выведения
'Крыло № 2* солнечных па¬
нелей полностью оторвалось;
'крыло № 1* не раскрылось
'Залипло' реле регулятора
Ухудшение качества работы
скоростных гироскопов
Утечка хладагента
Система
1
■ ■ - - - — —I
Конструкция
Противометеороидный экран ор¬
битальной лаборатории (сис¬
тема терморегулирования)
Электропитание
Панели солнечных элементов
Блок № 15 зарядного уст¬
ройства аккумуляторных
батарей
Управление ориентацией
Блок измерения угловых
скоростей
Регулирование характеристик
окружающей среды
Система терморегулирования
Таблица 7
Обслуживание и ремонт служебных систем на борту орбитальной станции Sky lab [87,1534207]
13-2
99
Расстыкован разъем J 5
Установлено запасное устройство
разделения газовой и жидкой фаз
Клапан вновь заработал во время
поиска неисправности
Перекрыты калибровочные отверс¬
тия
Клапаны прочищены
Выведен на 5-суточный цикл
Установлена новая прокладка
Заменены датчики А и В; за¬
менено кольцевое крепление от¬
верстия молекулярного сита В
| Заменен наконечник
Отказали клапаны переклю¬
чения основного контура на
резервный в одной из позиций
радиатора
Пузырьки газа в контуре
хладагента
Вследствие загрязнения кла¬
пан регулирования темпера¬
туры 'залип' в положении
'холод*
Утечка через калибровочные
клапаны
Дренажные клапаны остава¬
лись открытыми после ко¬
манды на закрытие
Давление азота на 69+
+104 кН/м2 ниже номиналь¬
ного
Износилась резиновая про¬
кладка
Ошибочные показания дат¬
чика
Наконечник для сбора кон¬
денсата
Система рефрижерации
Система охлаждения панелей
управления комплектом при¬
боров ATM
Основной контур охлаждения
шлюзовой камеры
Жизнеобеспечение
Калибровочные клапаны люка
орбитальной лаборатории
Дренажный клапан орбиталь¬
ной лаборатории
Регулятор давления азота,
рассчитанный на
1034 кН/м2
Линия сбора жидких отходов
Молекулярные сита А и В,
работающие по парциаль¬
ному давлению углекисло¬
го газа
Система слива конденсата
100
Продолжение табл. 7
3
Установлен запасной бачок
Заменено уплотнение
Установлен запасной датчик
Член экипажа переключил предо¬
хранитель на панели 200
Пленка введена заново; установле¬
ны запасные
Космонавты сняли объектив и
привернули диск вручную
Прочищена печатающая головка,
заменен узел головки
Заменен запасным
Заменены монитор вместе с кабелем
Заменен силовой кабель
Установлены запасные электрон-
1 ные блоки и механизм протяжки
2
Слабый напор воды
Утечка вокруг уплотнения |
1
Панель 392 не прошла про¬
верку
Передатчик прекратил работу
Пленка сошла с головки; от¬
казали три магнитофона
1
Не вращался диск с цветны¬
ми фильтрами
Плохое качество печати, от¬
казал механизм подачи бу¬
маги
Сломался штырь разъема в
позиции 642
Нет изображения
Обрыв провода
Перестали передаваться за¬
писанные сигналы
1
Смывной бачок отсека уда¬
ления отходов
Уплотнитель отсека удаления
отходов
Система электропитания шлю—
эовой камеры
Панель управления с точными
датчиками
Связь
Передатчик С
Магнитофон в шлюзовой ка¬
мере
Телевизионная камера
Телетайп
Разъем телевизионного кабеля
Телевизионный монитор
Силовой кабель телевизион¬
ной системы
Видеомагнитофоны
CO
tn
и
X
К
Ю
<0
H
Обслуживание и ремонт научных приборов на борту орбитальной станции Skvlab
Предпринятые действия
3
Диск очищен во время выхода в от¬
крытый космос
Во время выхода в открытый космос
вручную удалены контровочные шпиль¬
ки
Диск повернут вручную при выходе
в открытый космос
Замок открыт вручную во время вы¬
хода в открытый космос
Заглушка открыта вручную
Установлен запасной таймер
i
Установлен новый монитор
Прочищены контакты, заменены
батареи
Вид неисправности
2
Загрязнение на диске
Отказал привод открытия
апертуры
Диск с фильтрами остановил¬
ся в промежуточном поло¬
жении
Заклинил замок загрушки
Заклинил замок заглушки
Таймер экспозиции работал
неправильно
Отказал монитор
Расплывчатое изображение,
слабо видны яркие точки, го¬
ризонтальные яркие линии
Группа приборов
1
Комплекс телескопов ATM
Коронограф (SO52)
Рентгеновский спектрографи¬
ческий телескоп (S054)
УФ-сканирующий полихрома-
тор-спектрогелиометр (S055A)
Корональный спектрогелио¬
граф для дальней УФ—об¬
ласти спектра (S082A)
Хромосферный спектрограф
для дальней УФ-юбласти
спектра (S082B)
Телевизионный монитор сис¬
темы выбора изображения
101
Продолжение табл. 8
3
Вновь установлен и откалиброван
Проведена калибровка
Установлен модифицированный теп¬
лотой детектор
Во время выхода в открытый кос¬
мос космонавты установили ан¬
тенну в нулевое положение по тан¬
гажу
Заменена кассета
Проведена очистка специальными
средствами
Головки и ролики очищены от
окиси
1
Использованы средства для вос¬
становления влажности
2
Неправильно установлен охла¬
дитель /детектор .
Неправильная предстарто¬
вая калибровка регулятора
усиления
Детектор не обеспечивал не¬
обходимое разрешение
Замыкание электроцепи при¬
вело к неправильному дви¬
жению антенны
Не перематывалась пленка в
камере № 6
Пылевые частицы на оптике
и эмульсии пленки
Появилась пленка окиси на
записывающих головках
Высохли электроды на при¬
сосках
1
Блок приборов для разведки
природных ресурсов
Спектрозональное сканирую¬
щее устройство (S192)
Микроволновый радиометр/
скаттерометр и высото¬
мер (S193)
Спектрозональные фотокаме¬
ры (S190A)
Магнитофон
Медико-биологическое обору-
дование
Средства контроля физиоло¬
гических характеристик
во время сна (М133)
102
ииадвх 1чнанакв£
BXUosodu внанамв£
aotfoxxo I4O3BW
BHHadaweu BaxogodxoX оионьиа
—oitbhb э истинно ‘woxoirg нэнэквд
BHHXXdU BBHOH ВНЭ1/ОВХЭОЦ
внанэнве вхажнвдо
BHHaueBduX uxhXd eoxodoeou
wouoxb 43oi/Biz3Daduo эинежоиоц
ouBxdae еоеон онэцвонвхэ^<
BHoifXBH KHHBHodHifXjad их
-Hadaxoam икиподоеэо rusBHowooyi
нэнэучве doxow
ооившиэ
XHxaahHdxawauax эиихэхЛэхо
SOdOXBXHDHH хэь
—ouweir exoged ивнч1гиавс1иэр[
иинвииоэ—xorex s
оаоннаиаонвхзХ ‘BexogodxoX
xoug BHHHodxxaue ивевххо
BHMMtXdll BOBUBWOITQ
вянэшвц ojoHiraodx mnadaw
-ей nuv вхажнвн aoBVHxdouopj
Buexdee
винежоиои doxBXHffHH ивевххо
BUBX
■dae «uooHXdaeou чэвииневсив^
BHoirxBH неинвхан иишигхвЕ
eodoxxaxetr exxaira
-wox BUoeudu doxow цвевххд
A
Q
2
s
X
Ф
CL
Ф
2
S
° S
lb
Л >»
1 9
n *
Ф A
£ I
x я
о к
E Q
n ®
5
4 X CM
ill
in
>>
4
si » [
0> «g 9-
S g 8
И n.
« Ф В
® 5 g
i t a s
£ S3 g
« 5 5G.
«-Ии*
2 P S.« 2
2 1Ф ® Ф
О Ф E S ₽
E S О о о
«8 Л <5
103
Таблица 9
Выходы в открытый космос американских космонавтов
Программа
Число че¬
ловеко-
часов,
ч:мин
Количест¬
во выхо¬
дов
Количест¬
во космо¬
навтов,
участво¬
вавших в
выходах
Gemini (по пяти полетам)
12:25
9
5
Apollo (по семи полетам)
166:56
19
17
Sky lab (по всем трем сме-
нам экипажей)
81:58
10
9
Из-за наличия больших аэродинамических поверхностей
(крыло и вертикальный стабилизатор) управляющие воздейст¬
вия должны иметь ограничения по углам атаки и скольжения,
соответствующие текущим величинам скоростного напора. Пос¬
кольку ВКС должен совершать горизонтальную посадку на
аэродром, усложняется обстановка в случае необходимости
аварийного спасения. Сложной для космической техники являет¬
ся также задача дросселирования двигателей.
При входе в атмосферу ВКС является статически неустой¬
чивым в боковом направлении вплоть до малых сверхзвуковых
скоростей и обладает продольной неустойчивостью вплоть до
момента посадки при большинстве схем размещения полезной
нагрузки. Логика управления в начале спуска основана на
комбинированном использовании аэродинамических поверхнос¬
тей управления (элевонов) и двигателей газодинамической
системы управления ориентацией. Боковое управление ослож¬
няется необходимостью больших углов атаки (более 30°) в
начале спуска при обратной логике отклонения элевонов. Об¬
ласть минимальной управляемости лежит в окрестности чисел
Маха порядка М =5, и при этом должен максимально исполь¬
зоваться руль поворота. Вскоре после этого необходимость
использования газодинамических средств управления отпадает,
и ВКС управляется, как обычный самолет, когда элевоны слу¬
жат для управления креном. Дозвуковое аэродинамическое ка¬
чество ВКС приближается к качеству экспериментального ра¬
кетного самолета X—15. Поэтому заход на посадку соверша¬
ется при угле наклона траектории около 24 ; щитки начина¬
ют отклоняться сразу после достижения высоты 600 м, а по¬
садочное шасси выпускается примерно за 20 с до приземления.
104
Все перечисленные условия определяют сложность логики
управления, обеспечивающей устойчивость, и задач пилотирова¬
ния. Для ВКС предусмотрено полностью автоматическое управ¬
ление, однако опыт пилотирования обязательно потребуется,
особенно на этапах разработки. В случае воздушного старта с
самолета Boeing 747 из-за сравнительно короткого времени
полета летные испытания в режиме захода на посадку будут
производиться с ручным управлением. Лишь один полет с авто¬
матической посадкой предусмотрен в демонстрационных целях.
Во время вертикальных (орбитальных) испытаний управление
полетом будет осуществляться автоматически, кроме, может
быть, участков сверхзвукового полета и посадки. Однако эки¬
паж должен быть готов взять на себя управление на любом
этапе полета. По мере накопления опыта в процессе эксплуата¬
ции ВКС автоматическая система управления будет полностью
отработана и автоматический режим управления станет основ¬
ным. Задачи пилотирования в орбитальном полете останутся
такими же, как и для КК Apollo: включение двигателей для
межорбитальных переходов, сближение и стыковка.
Сфера деятельности экипажа по обслуживанию научных при¬
боров и полезной нагрузки, напротив, будет постепенно расши¬
ряться f причем должен возрастать не только объем, но и раз¬
нообразие операций. Для ВКС предусматриваются две катего¬
рии полезных нагрузок - отделяемые и неотделяемые. Некото¬
рые из этих полезных нагрузок: летный блок Skylab; откры¬
тые платформы для установки приборов; промежуточный вариант
межорбитальной ракетной ступени; крупный орбитальный теле¬
скоп (космическая обсерватория); спутник для разведки при¬
родных ресурсов. Разрабатываемый западноевропейскими стра¬
нами летный блок Spacelab является типичным примером не—
отделяемой полезной нагрузки. В качестве отделяемых полез¬
ных нагрузок будут фигурировать спутники для навигации, свя¬
зи и т.п. Космонавты будут обслуживать спутники и контроли¬
ровать их работу^ возможно, с использованием вспомогатель¬
ной ракетной ступени. Участие космонавтов в работе с блоком
Sky lab будет, очевидно, проходить в таком же режиме, как
это было при эксплуатации комплекта телескопов ATM на бор¬
ту орбитальной станции Skylab. Кроме того, космонавтам
и здесь придется выполнять техническое обслуживание систем.
Очевидно, по мере реализации космических программ будут
появляться новые типы полезных нагрузок, которые потребуют
все большего участия космонавтов.
Среди 'прочих работ' наибольшее отличие от предыдущих
14-1
105
программ, по-видимому, проявится в области управления рабо¬
той бортовых систем. Со временем ВКС будет превращаться
во все более автономную систему, вследствие чего бортовым
системам должны передаваться функции наземного комплекса
управления. Для максимизации эффективности работы экипа¬
жа предусматривается посменная работа космонавтов (в отли¬
чие от предыдущих программ, когда космонавты все вместе
работали и все вместе отдыхали). Для этого кабина экипажа
разделена на две 'палубы': верхняя предназначена для работы,
а нижняя занята жилыми помещениями. Таким образом, смены
смогут работать и отдыхать, не мешая одна другой, что поз¬
волит сэкономить много времени на 'ведении хозяйства'.
Глава 3
ПЛАНИРУЕМАЯ МОДЕЛЬ ЭКСПЛУАТАЦИИ
И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ТРАНСПОРТНОЙ
КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
3.1 Программы космических полетов и планируемая
модель транспортных операций в космическом
пространстве [3+10, 12+14, 434-49, 264—279)
Программы космических полетов США предусматривают
дальнейшее использование космического пространства в науч¬
ных, коммерческих, социальных и военных целях. Большое зна¬
чение имеют усилия, направленные на разработку аналитичес¬
ких методов и принципиально новых подходе® к достоверному
прогнозированию и планированию будущих космических опера¬
ций [43+49, 264+279]. За оставшиеся годы текущего деся¬
тилетия NASA предполагает запустить около 100 объектов,
а прогнозы ВВС США соответствуют примерно 150 космичес¬
ким объектам. Ожидаемая интенсивность запусков в западно¬
европейских странах — пять-шесть запусков в год. Таким об¬
разом, все капиталистические страны могут запустить за
указанный период около 300 космических объектов. Более за¬
метной станет роль международных программ, в том числе с
использованием орбитальных лабораторий в околоземном и
окололунном пространстве. Следует ожидать возрастание ак¬
тивности ООН в этом отношении, которая сможет поддержи¬
вать эти программы материально, особенно в пользу развива¬
ющихся стран. В 80-х годах будут расширяться коммерческие
106
области применения спутников .такие, как применение ИСЗ в
международных и региональных системах связи. Будут работать
на коммерческой основе спутниковые системы для обеспече¬
ния связи с морскими судами и самолетами, для навигации и
управления воздушным движением, разведки природных ресур¬
сов и др. целей. Все это потребует большого количества спут¬
ников на околоземных орбитах. Будут продолжаться програм¬
мы фундаментальных и прикладных научных исследований. Мно¬
гие из этих программ останутся связанными с околоземными
орбитами, принося непосредственную пользу жизни на Земле.
Другие программы будут направлены на изучение Солнца, Лу¬
ны, планет и межзвездного пространства для расширения зна¬
ний о Вселенной. Многие из этих направлений существенно вы¬
играют за счет транспортных возможностей, открывающихся
при использовании ВКС. Помимо обычной доставки спутников
на орбиты и возвращения их на Землю можно будет проводить
орбитальные эксперименты для отработки новых сложных систем
обслуживать спутники на орбите, доставлять необходимые ма¬
териалы и т.д. [Зт>8].
Полная модель транспортных перевозок на 1979—1990 гг,
предусматривает 720 рейсов транспортной системы. Из них
40% приходится на долю NASA,42% - к объектам министерст¬
ва обороны США и 18% - к прочим потребителям. В 58,5%
всех рейсов (421 рейс) потребуется применение третьей сту¬
пени, и примерно половина этих рейсов будет связана с поле¬
тами на геостационарную орбиту. Объединенная модифициро¬
ванная модель NASA и министерства обороны США состоит из
77 программ, соответствующих запуску 606 спутников (без
учета возможных потерь). Сюда .входят 16 программ, отно¬
сящихся к физике и астрономии, 7 программ в области наблю¬
дений Земли и метеорологии, 9 навигационных и связных прог¬
рамм, 11 межпланетных программ, 9 программ, относящихся
к запускам пилотируемых объектов (орбитальная станция, ав¬
тономные блоки), 16 программ министерства обороны США и
9 программ, выполняемых другими организациями [ 9 ].
За последние время [12-^14] в заявлениях руководителей
NASA все более четко вырисовывается программа перспектив¬
ных космических операций, которую NASA постепенно форму¬
лирует в расчете на широкое применение ВКС. Все большее
внимание уделяется синтезу модели операций на 80-е и пос¬
ледующие годы. Модель транспортных операций, представлен¬
ная NASA в октябре 1973 г., предусматривает на период
1980-1991 гг. выведение 968 отдельных объектов с по—
14-2
107
мощью 725 полетов ВКС. В отличие от модели 1971 г. нас¬
тоящая модель содержит значительно большее число неотделя-
емых полезных нагрузок (режим sortie ), которые будет вы¬
водиться на орбиту в блоках типа Spacelabк. Согласно заклю¬
чению, выпушенному Центром космических полетов им. Маршал¬
ла, 'режим орбитального полета с неотделяемыми полезными
нагрузками открывает новые возможности для экономичного
проектирования космических объектов, многократного исполь¬
зования оборудования, участия человека—экспериментатора и
повышения универсальности операций'. Около трети полезных
нагрузок в модели 1973 г. относится к неотделяемым. Из них
8% выводится в герметичном блоке Spacelab, 53% - с по¬
мощью комбинации этого блока и открытой платформы и 39% -
с помощью только открытой платформы. Полеты ВКС с неот¬
деляемыми полезными нагрузками будут продолжаться от 7
до 30 сут. В модели предусмотрено, что некоторые рейсы ВКС
будут использоваться для одновременного выведения несколь¬
ких спутников, однако еще не решено, можно ли будет выво¬
дить одновременно гражданские и военные объекты. 'Мы не
отрицаем такую возможность, — заявил Ф. Калбертсон, дирек¬
тор интеграции полезных нагрузок и операций Отдела пилоти¬
руемых космических полетов Центрального аппарата N AS A, -
но и не планируем специально такие полеты'. В модели
1973 г. полностью отсутствует упоминание о полетах, связан¬
ных с космическими станциями. По мнению Ф. Калбертсона, ко
времени завершения модели 1971 г. NASA решил прекратить
разработку космических станций в пользу ВКС. Для того что¬
бы развивать обе программы одновременно, не хватало средств.
Тем временем NASA внимательно рассмотрело те операции,
которые сможет выполнять ВКС в режиме полета с неотделя¬
емыми полезными нагрузками. В результате был сделан вывод,
что 'многие эксперименты, которые ранее планировались для
космической станции, могут быть эффективно проведены с по¬
мощью блока Spacelab - некоторые из них даже с большей
эффективностью'. NASA предполагает продолжать исследования,
относящиеся к технологии создания орбитальных станций и их
операционным возможностям. Однако, по мнению Ф. Калберт¬
сона, до тех пор, пока не будет сформулированы новые опера¬
ционные требования, выходящие за рамки тех, выполнение ко—
*
Подробнее о составе аппаратуры, ее данных и программе
экспериментов на Spacelab см. раздел II настоящей книги.
108
торых обеспечивают ВКС и Spacelab, NASA не намерено воз¬
вращаться к ко1гкретному проектированию орбитальных станций.
'Если бы финансирование не было проблемой, — заявил Калбер¬
тсон, — то мы, возможно, смотрели бы на космическую стан¬
цию по-другому. Однако я уверен, что в настоящее время пот¬
ребители не считают ее необходимой*.
В модели 1973 г. не упоминаются также полеты человека
на Луну и к планетам. Тем не менее Ф. Калбертсон упомянул
две возможные области применения ВКС для подготовки к
межпланетным и лунным экспедициям. Первая из них преду¬
сматривает ресурсные орбитальные испытания оборудования,
предназначенного для длительных межпланетных полетов с
участием человека. Так, на геоцентрической орбите могут ис¬
пытываться замкнутые регенеративные системы жизнеобеспе¬
чения экипажей или изучаться явления, связанные с длитель¬
ным воздействием на человека условий космического прост¬
ранства. Другая область применения включает отработку мето¬
дов сборки на орбите. В этом смысле космическая станция
могла бы служить сборочным орбитальным комплексом. По мне¬
нию Ф. Калбертсона, в дальнейшем не может быть и речи о
возвращении к проведению космических операций по методу
единичного запуска с последующим возвращением межпланет¬
ного корабля на поверхность Земли, т.е. к принципу, использо¬
вавшемуся в программе Apollo.
Говоря о полетах на Луну, Ф. Калбертсон заявил: 'Человек
не вернется на Лун} до тех пор, пока не произойдет что-ни¬
будь чрезвычайное — например, если мы обнаружим нечто необы¬
чное в материалах, доставленных ранее с Луны или будет
принято решение о международной экспедиции'. По его мнению,
как полеты на Луну, так и межпланетные экспедиции 'представ¬
ляют блестящие возможности для крупных международных
программ'. В этом отношении 'политические соображения мо¬
гут иметь столь же сильное влияние на пути освоения косми¬
ческого пространства, как и все остальные'. По оценке Ф.
Калбертсона, с момента, когда NASA примет решение о пост¬
ройке автономной орбитальной станции, до начала ее эксплу¬
атации должно пройти около шести лет. 'Я не думаю, что ре¬
шение о постройке настоящей космической станции будет приня¬
то до того, как мы заставим летать ВКС', - сказал он, доба¬
вив, однако, что со временем появление обитаемых космических
станций неизбежно, поскольку это связано с рациональным
использованием возможностей человека в космосе. Что же ка¬
сается настоящего времени, то NASA всерьез приступило к
109
разработке полезных нагрузок, совместимых с ВКС. В част¬
ности, Научно-исследовательский центр им. Лэнгли разраба¬
тывает полезную нагрузку для выведения в космос опытных об¬
разцов приборов или отработки в космосе новой технологии,
не прошедших в полном объеме жестких квалификационных про¬
верок, а лишь удовлетворяющих требованиям безопасности.
Тем самым ВКС будет превращен как бы в космический фили¬
ал земных лабораторий. Продолжается работа над спутником
разведки природных ресурсов с целью оценки возможностей
стандартизации оборудования применительно к различным клас¬
сам операций. Исследуются рациональные пути максимального
использования тех перспектив, которые открываются перед
разработчиками космических объектов с появлением ВКС. Изу¬
чается оптимальное распределение усилий между ремонтом
объектов на орбите и возвращением их на Землю. Выбор бу¬
дет определяться размерами и сложностью ИСЗ, его надеж¬
ностью, стоимостью и т.д. Так, спутник типа большого орби¬
тального телескопа можно будет ремонтировать на орбите, нс
через каждые три—четыре года доставлять на Землю для крупно¬
го ремонта. В случае геостационарных ИСЗ N ASA склоняется
в пользу орбитального ремонта ввиду больших энергетических
затрат на снятие спутника с орбиты, доставку его на Землю
и повторное выведение. Кроме того, большая часть полезных
нагрузок, предназначенных для орбит высоких энергий, сейчас
стоит не слишком дорого и вряд ли сильно подорожает впос¬
ледствии. 'Опыт, который мы приобрели в ходе программы
Sky lab , - заявил Ф. Калбертсон, — укрепил нашу уверен¬
ность в том, что мы можем полностью рассчитывать на
эффективный ремонт оборудования в орбитальных условиях и
что мы сможем быстро научиться еще большему в этом направ¬
лении'.
Директор перспективных программ центрального аппарата
NASA Дж. Дишер высказался по поводу долгосрочного планиро¬
вания в области космического пространства. Он, в частности,
подтвердил оценку Ф. Калбертсона о возможности создания
орбитального заправочного комплекса для ВКС и МТА. Ядром
такого комплекса могла бы служить связка из тех блоков,
каждый из которых рассчитан на выведение во время одного
рейса ВКС. На станции указанного типа экипаж может нахо¬
диться от 6 до 12 мес. Для доставки топлива на орбиталь¬
ный заправочный комплекс может использоваться новый носи¬
тель, составленный из элементов ВКС: внешнего топливного
бака, разгонных РДТТ, маршевой двигательной установки и
110
бортового оборудования орбитальной ступени. Масса полезной
нагрузки составит около 90 т. Дж. Дишер сообщил, что поис¬
ковые разработки для создания такого носителя предполагалось
начать в 1975 г.
Для обслуживания объектов на околостапионарных орбитах
рассматривается модификация современных проектов МТА, нап¬
ример стыковка их с четырехместным обитаемым модулем.
Присутствие человека на геостационарной орбите считается
весьма важным с точки зрения эффективности выполняемых
там операций. Среди прочих перспективных операций, пока
еще не включенных в модель транспортных перевозок, рас¬
сматриваются следующие.
1. Сборка на орбите субмиллиметрового радиотелескопа
диаметром до 90 м. Для этого потребуются несколько рейсов
ВКС, сборка конструкции на ниэковысотной геоцентрической
орбите и последующий перевод всего комплекса на орбиту вы¬
сотой около 1300 км с использованием, например, солнечно¬
электрической двигательной установки.
2. Удаление с Земли радиоактивных отходов [242]. Для
этой цели к 2000 г. потребуется около 200 рейсов ВКС еже¬
годно. При этом стоимость производства электроэнергии атом¬
ными электростанциями возрастет всего лишь на 5%. Задача
считается трудной, но вполне выполнимой. Предусматривается
вывод контейнеров с отходами на устойчивую гелиопентричес -
кую орбиту или же вывод их на траекторию покидания Сол¬
нечной системы. Последний способ предпочтительнее, но пот¬
ребует большего числа рейсов.
3. Создание орбитальных электростанций для получения
электроэнергии из солнечного излучения и передачи ее на Зем¬
лю в миллиметровом диапазоне. Спустя десятилетия для энер¬
госнабжения такого города, как Ныо-Иорк, понадобится соб¬
рать солнечный коллектор площадью 8 км^ массой 18 000 т.
Отмечается растущий интерес к космосу как к месту раз¬
мещения установок для фундаментальных исследований промыш¬
ленных процессов и обработки материалов. Промышленные кру¬
ги США в основном ознакомлены с перспективами космичес¬
кой индустрии и готовы вкладывать в нее средства, хотя и
потребуют при этом гарантии прибыли.
Согласно модели транспортных перевозок 1973 г. 43%
всех полезных нагрузок нуждаются в использовании дополни¬
тельной ступени МТА для доставки их на орбиты вне зоны
достижимости одного только ВКС. Задачи, возлагаемые на
МТА, включают в себя выведение объектов на геоцентричес—
111
кие орбиты больших энергий, выведение КА на межпланетные
орбиты и, в пределе, доставка полезных нагрузок к ВКС для
их возвращения на Землю или непосредственное обслуживание
объектов на орбите.
Представители NASA заявили, что модель полезных нагру¬
зок 1973 г. не является окончательным планом будущих кос¬
мических операций, а должна служить предварительным спис¬
ком космических объектов, который можно будет использовать
для последующего планирования. Пока NASA подробно рас¬
сматривает первый пятилетний Период эксплуатации транспорт¬
ной системы, но прежде, чем эта модель превратится в окон¬
чательную программу, пройдет еще довольно много времени.
Тем не менее новая модель в достаточной степени достовер¬
на, и на ее основании уже производится переоценка некоторых
экономических показателей транспортной космической системы.
3.2 Характеристика и перспективы развития транспортной
космической системы [ З48, 2134220]
3.2.1 Схема транспортной космической системы
Создаваемой в настоящее время в США новой транспортной
космической системы было посвящено большое количество док¬
ладов, представленных на IX ежегодный съезд AIAA, прохо¬
дивший 8-10 января 1973 г. в Вашингтоне.
Согласно схеме новая транспортная система будет пред¬
ставлять собой комбинацию из трех ступеней с различной сте¬
пенью многоразовости. Центральную часть системы образуют
первые две ступени, которые объединяются понятием 'ВКС" *
или ТКК. Первая (разгонная) ступень состоит из двух РДТТ,
вторая (орбитальная) ступень представляет собой пилотиру¬
емый КЛА с треугольным крылом и собственной двигатель¬
ной установкой, состоящей из набора кислородно-водородных
ЖРД. Первая и вторая ступени крепятся к большому внеш¬
нему баку, содержащему запас топлива для маршевых ЖРД
второй ступени. Третья ступень - МТА - использует¬
ся лишь в тех операциях, которые требуют достижения орбит
больших энергий. Размещается третья ступень в грузовом от¬
секе орбитальной ступени. Система стартует вертикально с по¬
подробнее о данных ВКС см. раздел П настоящей книги.
112
мощью двигателей первой и второй ступеней. РДТТ первой сту¬
пени после отработки сбрасывается на парашютах в океан для
повторного использования. После выхода на орбиту второй и
третьей ступеней топливный бак отделяется и входит в атмо¬
сферу; таким образом, он представляет собой одноразовый эле¬
мент транспортной системы. Орбитальная ступень после завер¬
шения операций возвращается на Землю и совершает горизон¬
тальную посадку на аэродром. Третья ступень функционирует
только в условиях космического пространства, и ее возвраще¬
ние на Землю (например, для дозаправки или ремонта) возмож¬
но только в грузовом отсеке орбитальной ступени.
3.2.2 Требуемые энергетические характеристики
третьей ступени транспортной космической системы
Третьи ступени транспортной системы (МТА, а до их соз¬
дания одноразовые или частично многоразовые ракетные ступе¬
ни) предназначены для расширения операционных и, в частнос¬
ти, энергетических возможностей системы. Как уже упомина¬
лось, применение третьих ступеней потребуется более чем для
половины планируемых космических операций. Наиболее напря¬
женными с энергетической точки зрения будут операции обслу¬
живания гелиостационарных орбит, геостационарной орбиты и
траекторий полетов к Луне и планетам. В табл. 10 приведе¬
ны значения требуемой характеристической скорости для таких
операций (полеты с возвращением).
Распределение числа рейсов на геостационарную орбиту в
зависимости от массы полезной нагрузки показано на рис. 11,
где 1 - масса полезной нагрузки [х 0,454 кг ] ; 2 - общее
число рейсов для выведения полезных нагрузок, масса кото¬
рых не превышает показателей массы, указанной оси абсцисс.
Как видно из графика, масса около одной трети полезных наг¬
рузок составляет менее 450 кг и еще одна треть - от 450
до 900 кг. Свыше 90% объектов, которые потребуется вывес¬
ти на геостационарную орбиту, будет иметь массу менее
1600 кг.
15-1
113
Таблица 10
Требуемые энергетические характеристики третьей ступени транспортной космической системы
Операция
Полет на селеноцент¬
рическую орбиту с
возвращением
185
28
100*
30*
Компланарный
перелет
7900
Полет на гелиосинхрон-
ную орбиту с возвра¬
щением
185 185
28 90
1700 1700
104 104
Обобщенный хома-
новский перелет
17300 4200
Полет на геостационар¬
ную орбиту с возвраще¬
нием
I.
185 185
28 0
35 800 35 800
0 0
Обобщенный хома-
нов ский перелет
8600 7900
Характеристики
Базовая геоцентрическая
орбита (круговая)
высота, км
* наклонение» град
Орбита назначения (кру¬
говая)
высота, км
наклонение, град
Схема перелета
Полная требуемая харак¬
теристическая скорость,
м/с
* Л f»
Относительно Луны.
114
Рис. 11
Рис. 11. Распределение числа рейсов по массам полезных
нагрузок для геостационарной орбиты
Рис. 12. Энергетические возможности различных вариантов
МТА (ВКС доставляет на базовую орбиту высотой 135 къд
•груз массой 29,5 т): 1 - многоразовая модификация сущест¬
вующей ракетной ступени на сохраняемом топливе (Agenа) ;
2 — промежуточный вариант МТА из существующих элементов
(на криогенном топливе); 3 - перспективный вариант МТА на
сохраняемом топливе; 4 - перспективный вариант МТ А на
криогенном топливе; 5 - масса полезной нагрузки [х0,454т];
$3 - перемещение полезной нагрузки на геостационарную ор¬
биту и доставка груза на базовую орбиту; ЕЗ “ доставка по¬
лезной нагрузки с геостационарной на базовую орбиту; □ —
доставка полезной нагрузки на геостационарную орбиту
3.2.2.1 Одноразовые третьи ступени
Ввод в строй полностью многоразовых МТА ожидается не
ранее 1983 г., т.е. спустя четыре-пять лет после начала
эксплуатации ВКС. Поэтому N ASA рассматривает возможность
применения в переходный период существующих одноразовых
ракетных ступеней. Другая возможность состоит в модифика¬
ции одной из существующих ступеней и постепенном превраще¬
нии ее в многоразовую ступень. Наконец, третий вариант зак¬
лючается в том, чтобы быстро разработать так называемый
промежуточный МТА с уменьшенными операционными возмож¬
ностями.
115
15-2
Рис. 12
Применение существующих одноразовых ступеней позволит
минимизировать ежегодные ассигнования на создание транспорт¬
ной космической системы, уменьшить задержку разработки пол¬
ностью многоразового МТА и полностью оценить возможности
реализации нового МТА. С другой стороны, это задержит вы¬
полнение таких важных операций, как обслуживание и возвра¬
щение полезных нагрузок, находящихся на орбитах высоких
энергий. Кроме того, такой подход будет соответствовать наи¬
большим суммарным затратам на всю программу создания
транспортной космической системы в зависимости от того, ка¬
кое количество одноразовых ступеней потребуется во время пе¬
реходного периода. В настоящее время рассматривается воз¬
можность использования существующих ракетных ступеней в
качестве третьей ступени транспортной космической системы.
Ракетная ступень Centaur разработана фирмой General Dy¬
namics. Ее диаметр 3 м, длина 9,5 м, полная масса 15,8т.
топливо — жидкие кислород и водород. Применение этой ступе¬
ни совместно с ВКС позволяет вывести на геостационарную
орбиту полезную нагрузку массой около 5,9 т. Основные дора¬
ботки будут относиться к узлам стыковки с ВКС, электро— и
гидроразъемам и системе дренажа топлива в условиях невесо¬
мости.
Ступень Agen а разработана фирмой Lockheed. Ее диаметр
1,5 м, длина 6,3 м, полная масса 6,7 т , топливо - красная
дымящая азотная кислота / несимметричный диметилгидразин.
Возможная масса полезной нагрузки на геостационарной орби¬
те 1140 кг.
Твердотопливные реактивные ступени Burner П и ПА раз¬
работаны фирмой Boeing Со. и используются в настоящее вре¬
мя в качестве дополнительных верхних ступеней для РН. Раз¬
меры ступеней: диаметр 1,55 м, длина 1,68 (2,53) м; пол¬
ная масса 0,82 (1,14) т. Эти ступени могут использоваться
совместно с ВКС при минимальных доработках, но применение
их ограничено сравнительно небольшими высотами орбит, так
как на геостационарную орбиту они позволяют вывести полез¬
ную нагрузку массой не более 80 кг.
В сочетании с ВКС могут использоваться три верхние сту¬
пени PH Scout (фирма—разработчик Vought Missile and Space
Co. ). Полная длина этой системы 11,3 м, максимальный диа¬
метр 0,8 м, полная масса 6,67 т. Как и в предыдущем случае
потребуются некоторая модификация газодинамической системы
управления ориентацией (на перекиси водорода) и увеличение
емкости аккумуляторных батарей. Совместно с ВКС эта твер-
116
дотопливная система может вывести на геостационарную орби¬
ту полезный груз массой около 1150 кг.
Разработанная фирмой Martin Marietta верхняя ступень
Transtage PH Titan IIIC имеет массу 12,5 т, диаметр 3 м
и длину 4,5 м. Два ЖРД с вытеснительной подачей топлива
работают на топливе N2O4/A5O. Для применения этой ступени
совместно с ВКС потребуются значительные доработки борто¬
вой системы управления, теплоизоляции топливных баков и сис¬
темы подачи топлива. Располагаемая масса полезной нагруз¬
ки на геостационарной орбите около 1360 кг.
На таком же топливе работает вторая ступень PH Detta
(фирма-разработчик McDonnel Douglas). Диаметр этой ступени
1,5 м, длина 5,9 м, масса 5,5 т, располагаемая масса полез¬
ной нагрузки на геостационарной орбите (с учетом необходи¬
мых доработок) около 630 кг.
3.2.2.2 Переходные варианты МТА
До того как будет разработан окончательный вариант МТА, це¬
лесообразно предусмотреть промежуточные типы третьих сту¬
пеней, позволяющие распространить возможности транспортной
системы на орбиты больших энергий. В качестве таких пере¬
ходных вариантов рассматривались, в частности, многоразовые
ступени, основанные на базовой конструкции ступеней Centaur
и Agen а. Согласно предварительным оценкам такие ступени
позволят выводить на геостационарную орбиту и возвращать
с нее полезные нагрузки в диапазоне масс 1800^-2700 кг.
В качестве другого переходного варианта предлагается соз¬
дание МТА с ограниченными возможностями (например, с
уменьшенным временем пребывания на орбите, с ограниченной
автономией или резервированием, с худшими энергетически¬
ми характеристиками ) из готовых элементов. В частности,
для создания промежуточного МТА на криогенном топливе мо¬
гут использоваться сферические баки ступени S -1VB или
Centaur, двигатель BL —10, двигатели газодинамической систе¬
мы управления ориентацией PH Titan III, инерциальная сис¬
тема наведения и серебряно-цинковые батареи ракеты Delta,
а также модифицированная аппаратура связи КК Apollo. Основ¬
ные требования к промежуточному варианту МТА заключаются
в том, что его внешние габариты и разъе.иы должны быть та¬
кими же, как и у окончательного варианта. В обязательном
порядке предусматриваются многоразовость и возможность
117
дальнейшего развития всех его систем. Приближенная оценка
показывает [146], что разработка МТА на основе существую¬
щих элементов обойдется в 170 млн.долл, в случае примене¬
ния сохраняемого топлива (N2O4/монометилгидразин, удель¬
ный импульс 324 с) и в 290 млн. долл, в случае криоген¬
ного топлива (жидкие кислород и водород* удельный импульс
440 с). Аналогичные суммы для перспективных вариантов
составят 600 млн.долл, (удельный импульс 340 с) и
700 млн.долл, (удельный импульс 470 с) . Сравнительные
характеристики полезных нагрузок для различных вариантов
МТА показаны на рис. 12.
Очевидно, что вариант промежуточного МТА из готовых
элементов является наиболее предпочтительным, поскольку,
с одной стороны, он позволяет уложиться в финансовые рам¬
ки, а с другой - обеспечивает возможность выполнения боль¬
шинства планируемых операций.
3.2.2.3 Планы создания МТА [54, 66+69]
Позиции министерства обороны США и NASA по отношению
к созданию МТА к настоящему времени почти полностью опре¬
делились. ВВС будут разрабатывать промежуточный вариант
аппарата на основе существующей ракетной ступени (скорее
всего Agen а ), a NASA должно оказывать техническую помощь
ВВС и одновременно разрабатывать перспективный многоразо¬
вый вариант МТА. Поисковые разработки военного варианта
(который NASA также будет использовать для своих опера¬
ций) должны были начаться в 1975 финансовом году, а в
1977 финансовом году начнется его техническое проектирова¬
ние с тем, чтобы аппарат был готов к началу регулярных рей¬
сов ВКС. Первый полет многоразового МТА запланирован на
конец 1983 г. Стоимость его разработки сейчас оценивается
в 400+700 млн.долл., хотя раньше эта опенка составляла
около 1 млрд.долл. Фактическая стоимость разработки будет
в большой степени зависеть от выбора типа двигательной ус¬
тановки. В случае двигателя на сохраняемом топливе стои¬
мость будет выше, поскольку это потребует разработки совер¬
шенно нового двигателя. Если же будет решено использовать
двигательную установку на криогенных компонентах, то эконо¬
мии можно достичь за счет применения модифицированного дви¬
гателя RL “ 10, который сейчас устанавливается на ступенях
Centaur. Центр космических полетов им. Маршалла объявил
118
шесть следующих конкурсных тем исследований, контракты на
исполнение которых предполагалось заключить др 30 июня
1974 г.:
1) совместимость систем и конструкции ВКС и МТ А в мно¬
горазовом варианте;
2) вопросы эксплуатации парка МТ А при осуществлении ре¬
гулярных рейсов;
3) формулирование технических предложений по характерис¬
тикам бортовой аппаратуры МТА в обоих вариантах;
4) планирование полетов и требований к обеспечению поле¬
тов промежуточного варианта аппарата;
5) опенка энергетических характеристик двигательной уста¬
новки для окончательного варианта аппарата;
6) оценка возможностей удовлетворения требований к полез¬
ным нагрузкам при использовании промежуточного МТА.
Выступая в подкомиссии палаты представителей по пилоти¬
руемым космическим аппаратам, Ф. Калбертсон сообщил, что
специалисты NASA рассматривают возможности создания пер¬
спективного пилотируемого МТА с экипажем из четырех чело¬
век. Этот аппарат рассчитан на пребывание на геостационар¬
ной орбите в течение 7 сут, где он сможет выполнять самые
разнообразные задачи, в зависимости от характера проводимой
космической операции. Перспективный МТА будет состоять из
нескольких стандартизованных блоке®, которые будут собирать¬
ся в различных комбинациях^ В рамках ассигнований на пер¬
спективные исследования, на которые в 1975 финансовом го¬
ду будет отпущено 9 млн.долл., NASA намерено проводить
работы в следующих направлениях, большинство из которых
так или иначе связано с транспортной космической системой;
1. Изучение возможности создания беспилотного носителя
класса Земля-орбита на основе ступеней ВКС с располагаемой
массой полезной нагрузки около 90 т.
2. Разработка многоблочных обитаемых орбитальных стан¬
ций, которые обеспечат пребывание людей на орбите в тече¬
ние более 30 сут. Такие станции будут собираться на орбите
из отдельных блоков, последовательно доставляемых ВКС. Об¬
служивание станций также будет производиться флотом ВКС.
3. Создание крупных орбитальных антенн с фазированной
решеткой, которые будут монтироваться на орбите и использо¬
ваться для обеспечения связи и сопровождения с высокой про¬
пускной способностью.
4. Разработка развертываемых космических радиаторов
большой площади для будущих космических объекте®. Работа в
119
этом направлении достигла уровня технических испытаний опыт¬
ных образцов. Радиаторы такого типа потребуются главным
образом для обитаемых КА с высокими тепловыми нагрузка¬
ми и ограниченными площадями конструкции.
5. Продолжение разработки легких конструкций из высоко¬
прочных материалов. Основные области применения таких кон¬
струкций - создание перспективного МТА и орбитальных стар¬
тово-заправочных комплексов для хранения криогенного топлива.
6. Отработка средств и методов для сборки и ремонта боль¬
ших орбитальных систем. К таким системам могут относиться
орбитальные обитаемые станции, антенны, телескопы и т.д.
7. Проектирование и испытания компактной универсальной
бортовой ЦВМ, для которой уже разработаны основные подсис¬
темы. Универсальность ЦВМ позволит отказаться от разработ¬
ки специализированных средств для конкретных приложений. К
этому же разделу относятся расширение работ по упрощению
математического обеспечения бортовых ЦВМ и разработка усо¬
вершенствованных алгоритмических языков программирования.
8. Отработка методов и средств сближения и стыковки КА.
К ним относится разработка стыковочных узлов, установок для
автономного маневрирования и устройств для остановки вра¬
щения несотрудничающих орбитальных объектов. Запланированы
модификация и испытания уже существующего опытного образ¬
ца лазерного локатора, который будет использоваться для уп¬
равления сближением и причаливанием пилотируемых и беспилот¬
ных КА.
9. Продолжение исследований в области создания крупных
орбитальных солнечных энергоустановок для преобразования
солнечной энергии в электрическую на орбите и последующей
передачи накопленной электроэнергии на Землю с помощью мик¬
роволнового луча.
10. Исследование методов выороса в космическое прост¬
ранство радиоактивных отходов атомной промышленности.
Это особенно относится к высокоактивным элементам с боль¬
шим периодом полураспада. Предполагается, что уже в бли¬
жайшее время использование КА для захоронения радиоактив¬
ных отходов в космическом пространстве станет экономически
целесообразным.
120
3.2.3 Расширение возможностей ВКС для полетов
на геостационарную орбиту н на Луну
В одном из докладов [34-8], представленных на IX ежегод¬
ный съезд А1АД был предложен план расширения операционных
возможностей ВКС, позволяющий использовать орбитальную
ступень для полетов на геостационарную орбиту и на Луну.
Авторы доклада J.E. Blahnik (Science Applications, Inc.) и
D.R. Davis (IIT Research Institute) утверждают, что такие
операции сможет выполнять номинальный вариант орбитальной
ступени при использовании дозаправки топливом на базовой ор¬
бите и аэродинамического торможения в атмосфере во время
возвращения. Номинальные схемы полетов на геостационарную
орбиту и на Луну показаны на рис. 13 и 14.
Рассмотрена схема рекошетирования в атмосфере для рас¬
сеивания энергии и перехода на базовую орбиту при возвраще¬
нии. Высота, на которой должен производиться равновесный
полет с постоянным потоком подводимого тепла, составит
70—78 км. Возможная величина потерь скорости при аэродина¬
мическом торможении за одно прохождение атмосферы показа¬
на на рис. 8 для различных значений С (где С - отношение
массы орбитальной ступени к произведению характеристической
площади’ на коэффициент подъемной силы) при типичном зна¬
чении удельного теплового потока. Если принять для современ¬
ного варианта ВКС величину С = 40 кг/м^, то это означает,
что максимальная скорость входа при однократном рекошети-
ровании составляет около 9200 м/с. При больших скоростях
входа можно или предварительно тормозить орбитальную сту¬
пень с помощью двигательной установки, или использовать
многократное рекошетирование. Последний способ более привле¬
кателен, однако он связан с решением сложных навигационных
задач, которые еще не исследовались [ 34-8].
Подъемная сила орбитальной ступени может использоваться
не только для рассеивания энергии, но и для поворота плос¬
кости орбиты при переходе с номинальной базовой орбиты на
экваториальную или околополярную. Однако при чисто аэроди¬
намическом маневрировании располагаемый угол поворота плос¬
кости орбиты будет не слишком большим. Для поворота на
значительные углы имеет смысл рассматривать маневры с
использованием комбинации аэродинамического и ракетного ма¬
невров.
Требуемый объем дозаправки топливом орбитальной ступе¬
ни на базовой орбите и, следовательно, количество рейсов Дру—
16-1
121
Рис. 13. Схема полета на геостационарную орбиту; 1 - номи¬
нальная траектория выведения ВКС на базовую геоцентричес¬
кую орбиту высотой 185 км и наклонением 30°; 2 — дозап¬
равка орбитальной ступени топливом на базовой орбите; 3 —
выход орбитальной ступени на переходную эллиптическую тра¬
екторию; 4 — маневр выхода на геостационарную орбиту;
5 — пребывание орбитальной ступени на геостационарной ор¬
бите - от 2 до 30 сут; 6 - маневр схода для выхода на тра¬
екторию возвращения; 7 — отделение внешнего бака; 8 -
вход в атмосферу с аэродинамическим торможением и поворо¬
том плоскости орбиты для перехода на базовую орбиту; 9 -
переходная эллиптическая траектория
Рис. 14
Рис. 14. Схема полета на Луну: 1 — номинальная траектория
выхода ВКС на базовую геоцентрическую орбиту; 2 - дозап¬
равка топливом орбитальной ступени на базовой орбите; 3 -
маневр перехода на траекторию полета к Луне; 4, 8 - про¬
межуточные коррекции (с помощью двигательной установки ор¬
битального маневрирования); 5 — переход на орбиту ожидания
вокруг Луны (высота 100 км, наклонение 30°); 6 - спуск на
поверхность Луны посадочного отсека, исследование Луны в
течение 20 сут, взлет; 7 - маневр перехода на траекторию
возвращения к Земле; 9 — частичное торможение (с помощью
маршевой двигательной установки); 10 — отделение внешнего
топливного бака; 11 - аэродинамическое торможение и выход
на базовую геоцентрическую орбиту; 12 - Земля; 13 - Луна
122
Рис. 13
г их ВКС для заправки зависят от массы доставляемой и воз¬
вращаемой полезной нагрузки и от степени использования аэро¬
динамического торможения при возвращении.
Расчеты показывают, что количество топлива, необходимое
для полетов на геостационарную орбиту и на Луну, примерно
одинаково, что существенно облегчает задачу выбора рацио¬
нальных габаритов внешнего топливного бака. По предваритель¬
ным оценкам, размеры бака для рассматриваемых здесь пер¬
спективных операций будут меньшими, чем для обычных поле¬
тов. Проблемы хранения топлива на орбите должны решаться
с использованием модификаций номинального внешнего бака,
для которого потребуется создать дополнительную суперизоля—
цию, снабдить его двигательной установкой для коррекции ор¬
битального положения и т.д. С учетом половинной загрузки
грузового отсека орбитальной ступени ВКС во время обычных
рейсов можно считать, что для обеспечения одного полета на
геостационарную орбиту потребуется 18^-25 комбинированных
рейсов ВКС, во время которых будет выполняться как номи¬
нальная задача (например, выведение ИСЗ иа низковысотную
орбиту), так и задача доставки топлива к баку—наполнителю.
Предложенная схема позволяет обойтись без МТА, по край¬
ней мере при обслуживании геостационарной орбиты. Анализ мо¬
дели транспортных перевозок показывает, что все полезные
нагрузки, которые требуется доставить на эту орбиту в тече¬
ние 12 лет (131 космический объект), могут быть выведены
во время 24 рейсов орбитальной ступени (в среднем два рей¬
са в год). Для обеспечения этих рейсов топливом понадобит¬
ся по 20 номинальных рейсов в год, во время которых поми¬
мо штатной полезной нагрузки будет доставляться топливо
на базовую орбиту. Для более точной оценки, безусловно, пот¬
ребуются подробные исследования. Однако уже сейчас можно
видеть многие явные достоинства предложенного проекта. В
частности, должны уменьшиться транспортные расходы при
полетах на орбиты больших энергий, причем экономическая
эффективность нового подхода тем больше, чем в большем объ¬
еме будет использоваться ВКС. Кроме того, возможность не¬
посредственного участия человека в операциях на геостацио¬
нарной орбите позволит повысить надежность операций и рас¬
ширить объем предполагаемых работ. Очень важное значение
имеет также перспектива прямого использования ВКС для ис¬
следования Луны в сочетании с пилотируемым посадочным ап¬
паратом.
16-2
123
3.2.4 Прогнозирование эволюции полезных нагрузок
и подход к исследованию новых принципов
проектирования ИСЗ
Многочисленные исследования [3-^8 , 81т-84, 145^-151,
213^-220,226] показывают, что ввод в строй новой транспорт¬
ной системы должен оказать значительное влияние на все
характеристики полезных нагрузок, а это, в свою очередь,
приведет к повышению экономической эффективности системы.
На этапе летных испытаний ВКС с его помощью будут вы¬
водиться простые космические объекты, не предъявляющие спе¬
цифических требований к средствам выведения. В первые годы
эксплуатации ВКС большая часть беспилотных ИСЗ будет
представлять собой, очевидно, незначительно приспособленные
к ВКС обычные варианты объектов, которые ранее запуска¬
лись одноразовыми РН. И лишь через несколько лет эксплуа¬
тации ВКС космические объекты начнут проектироваться по
совершенно новым принципам с максимальным использовани¬
ем возможностей ВКС. Такой постепенный переход позволит
растянуть ассигнования, необходимые для перестройки и проек¬
тирования КА, на- период, когда ввод ВКС в эксплуатацию
будет еще требовать значительных затрат. Аналогично будут
развиваться автономные лабораторные блоки, как присоединен¬
ного типа, так и посещаемые. Первые запросы на эксперимен¬
ты с использованием ВКС будут удовлетворяться с помощью
простого лабораторного блока, размещаемого в грузовом отсе¬
ке ВКС. Возможно, что такого рода рейсы будут совмещаться
с операциями выведения и обслуживания ИСЗ. Постепенно тре¬
бования к орбитальным экспериментам начнут возрастать с
одновременным расширением круга потребителей. Потребуется
увеличение геометрических размеров экспериментального обо¬
рудования, возрастут требуемый объем энергетических ресур¬
сов, продолжительность пребывания на орбите, увеличится не¬
обходимое число научных работников для проведения экспери¬
ментов, возрастет объем связи. Поэтому сама конструкция
автономных блоков будет изменяться в соответствии с расту¬
щими требованиями. Увеличится роль свободно летящих моду¬
лей, которые будет посещаться во время рейсов ВКС. Элемен¬
ты как присоединенных, так и отделяемых блоков должны бу¬
дут постепенно стандартиэовываться для того, чтобы они мог¬
ли быть приспособленными к выполнению широкого круга за¬
дач, решаемых самыми разнообразными потребителями.
124
3.2.4.1 Изменение конструкции И СЗ [З48]
Исследованием новых принципов проектирования ИСЗ в свя¬
зи с использованием новой транспортной системы занималась
фирма Lockheed Missiles and Space Co., работавшая в этом
направлении по контрактам NASA с 1970 г. Впоследствии в
круг рассматриваемых космических объектов были включены и
межпланетные аппараты. На рис. 5 показано, как будет выгля¬
деть стандартный ИСЗ для наблюдения Земли, собранный из от-
дельных модулей. Полная масса такого ИСЗ составит 2877 кг
(сухая масса 2343 кг, масса топлива 70 кг, масса экспе¬
риментального оборудования 464 кг). Блоки, относящиеся
к служебным системам ИСЗ, располагаются сверху, а блоки
аппаратуры для исследований - снизу (обращены к Земле).
Здесь также расположение блоков определяется их функциональ¬
ным назначением. Требуемая площадь панелей в данном слу¬
чае довольно велика, и поэтому они выполнены на гибкой ос¬
нове и разворачиваются после выхода на орбиту. Масса тако¬
го ИСЗ без связного оборудования составит 13 89 кг, масса
оборудования связи 414 кг, масса топлива для коррекции ор¬
биты 314 кг, полная масса ИСЗ 2117 кг.
Проектирование стандартных спутников производилось по
критериям, обеспечивающим минимизацию стоимости данной
программы с учетом возможностей новой транспортной косми¬
ческой системы. Ниже перечислены условия, которыми руко¬
водствовались специалисты фирмы, разрабатывая новый подход
к проектированию ИСЗ.
1. Условия, влияющие на стоимость изготовления:
а) исключение таких дорогостоящих материалов, как берил¬
лий, композитные материалы и т.п.;
б) исключение дорогостоящих процессов обработки (контур¬
ное фрезерование, химическая шлифовка и т.д.);
в) упрощение проекта, стандартизация элементов, упрощение
сборки;
г) расширение допусков на размеры;
д) уменьшение числа и сложности инструментов и приспо¬
соблений;
е) использование свободного объема для уменьшения плот¬
ности компоновки, что облегчает сборку и проверку;
ж) исключение сложных миниатюрных механизмов.
2. Условия, влияющие на стоимость испытаний:
а) использование больших запасов прочности для конструк¬
ции и баков, что позволяет сократить объем испытаний на
прочность;
125
б) проведение испытаний на орбите в грузовом отсеке ВКС,
вследствие чего значительно уменьшается объем приемочных
испытаний летных образцов полезной нагрузки;
в) увеличение объема испытаний блоков и подсистем и сок¬
ращение объема испытаний всей системы;
г) упрощение разъемов и соединений между блоками,
вследствие чего упрощаются операции замены блоков;
д) уменьшение объема и сложности наземных квалифика¬
ционных испытаний за счет вывода объектов на орбиту в гру¬
зовом отсеке ВКС во время штатных рейсов;
е) сокращение объема испытаний летных образцов оборудо¬
вания в связи с тем, что при использовании ВКС отдельные
отказы не будут иметь катастрофических последствий;
ж) уменьшение чувствительности оборудования к воздейст¬
виям внешней среды, что позволяет снизить требования к со¬
ответствующим испытаниям.
3. Условия, влияющие на стоимость эксплуатации:
а) сокращение предстартовых проверок полезной нагрузки
на стартовой площадке;
б) большая автономия полезной нагрузки, уменьшающая не¬
обходимый объем контроля с Земли;
в) сокращение или исключение каналов связи полезной наг¬
рузки с Землей;
г) возможность ремонта и восстановление полезных нагру¬
зок на орбите вместо запуска нового объекта в случае выхо¬
да старого из строя;
д) ремонт на Земле и повторное использование отдельных
блоков;
е) упрощение операций обслуживания за счет стандартиза¬
ции элементов и модульной конструкции.
По мере накопления опыта стандартизация может распро¬
страняться все дальше. Модульный подход к проектированию
позволяет рассматривать стандартизацию блоков. Па следую¬
щем уровне может рассматриваться стандартизация КА (т.е.
аппаратов, которые могут использоваться для выполнения раз¬
личных космических операций) и, наконец, создание комплекс¬
ного КА, выполняющего одновременно множество различных
функций. Для проверки подхода к использованию стандартных
блоков была сделана попытка комплексного рассмотрения час¬
ти модели транспортных перевозок (45 программ из 77, т.е.
без объектов министерства обороны США, присоединенных по¬
лезных нагрузок и пилотируемых объектов). Специалисты
фирмы Lockheed заново подсчитали стоимость 45 космичес-
126
ких программ на период 1979-1990 гг. с учетом перепро¬
ектирования полезных нагрузок и возможностей экономии, свя¬
занных с применением новой транспортной системы. Была уч¬
тена, в частности, возможность исключения потерь вследствие
отказе» систем полезной нагрузки в процессе выведения. Стои¬
мость транспортировки была включена в расчеты в виде стои¬
мости единичного рейса ВКС (10,5 млн.долл.), умноженной
на количество рейсе». Согласно рекомендациям фирмы Lock¬
heed в 30 программах должны использоваться стандартизован¬
ные модули, в четырех программах - стандартизованные КА и
в 11 программах - комплексные аппараты. Суммарная эконо¬
мия составляет 5,2 млрд.долл., причем максимальная экономий
приходится на самый критический период 19 7 В-19 84 гг.
(подразумевается, что новый подход к проектированию будет
принят немедленно).
3.2.4.2 Неотделяемая полезная нагрузка
и автономные блоки [3^8]
Разработкой и предварительными исследованиями полезных
нагрузок для операций типа Sortie ('вылазка*) занимались по
контрактам NASA фирма Convair (отделение корпорации
General Dynamics). Кроме того, ряд работ в этом направле¬
нии предпринято западноевропейскими организациями под ру¬
ководством ESRO. Возможно, что разработка присоединенных
к ВКС орбитальных блоков под общим названием RAM (Re¬
search and Applications Modules — блоки для прикладных и
научных исследований) будет полностью передана западноевро¬
пейским организациям.
Операция типа Sortie предусматривает размещение в гру¬
зовом отсеке ВКС герметичного блока, в котором могут на¬
ходиться несколько исследователей. В этом блоке устанавли¬
вается необходимое оборудование для орбитальных экспери¬
ментов. В грузовом отсеке ВКС может быть также установле¬
на дополнительная выдвижная платформа для крепления прибо¬
ров (Pullet). ВКС выходит на заданную орбиту и остается
там в течение некоторого времени (до 7 сут). В это время
проводятся научные исследования и эксперименты в таких
направлениях, как астрономия, геофизика, океанография, ме¬
теорология, разведка земных ресурсов, изучение новых произ¬
водственных процессов, космическая биология и медицина, от¬
работка конструкций и механизмов и т.д. Затем ВКС входит
в атмосферу и совершает посадку.
127
На первом этапе программы RAM предполагается создать
простейший лабораторный блок (Sortie Laboratory) с исполь¬
зованием как можно большего числа готовых элементов. Впос¬
ледствии предусматривается разработать семейство таких бло¬
ков применительно к растущим потребностям соответствующих
направлений.
Неотделяемый обитаемый лабораторный блок представляет
собой герметичную конструкцию, рассчитанную на работу в ор¬
битальных условиях при постоянном механическом соединении
с орбитальной ступенью. Длина его составит примерно 5,5 м,
внешний диаметр около 4,3 м. Передний конец блока представ¬
ляет собой переходник для крепления его к торцовой стенке
грузового отсека ВКС. Задняя часть - съемная, служит для
размещения приборов, датчиков или служебных систем в за¬
висимости от целей конкретной операции. Внутри блока уста¬
новлена централизованная панель органов управления и индика¬
торов. Обитаемый лабораторный блок должен служить для
проведения экспериментов в замкнутом объеме, а также в ка¬
честве пункта управления приборами, расположенными снару¬
жи (в открытом космосе). Подсистемы блока, расположенные
в его передней части, обеспечивают необходимые условия для
работы группы исследователей. Во время выведения и входа
в атмосферу члены исследовательской группы находятся в ка¬
бине ВКС. Орбитальная ступень обеспечивает также аварийное
электропитание, связь и навигационное определение, а также
стабилизацию и переориентацию в процессе проведения экспе¬
риментов. Топливные элементы, баки с реагентами, баллоны
со сжатым азотом и т.п. элементы и агрегаты в целях безо¬
пасности устанавливаются снаружи блока. Предполагается, что
Исследователи смогут использовать следующие параметры
систем лабораторного блока:
128
Герметичный объем, м^
29,45
Электроэнергия, кВт.ч
590 1минимум)
Электрическая мощность, кВт
до 4,2 (в среднем)
Отводимое тепло , ккал/ч
до 1360
Объем сохраняемой информации, бит
1300 100
Скорость передачи информации (через
орбитальную ступень), бит/с
1,0-106
Обработка информации
объем памяти, слов
8000
быстродействие, см/с
390
Ресурс систем жизнеобеспечения, чел^сут
18
Выдвижная или неподвижная платформа обеспечивает допол¬
нительную помощь для установки приборов и может использо¬
ваться отдельно от лабораторного блока в тех операциях, ког¬
да ресурсов систем орбитальной ступени окажется достаточно.
Номинальная полезная площадь платформы составит 25 м^, но
может быть увеличена до 56 м^. Номинальная скорость отво¬
да тепла до 2520 ккал/ч.
В дальнейшем может оказаться целесообразным разделить
лабораторный блок на два блока — служебный и приборный.
Это позволит снизить общую стоимость разработки и эксплу¬
атации, ускорить подготовку экспериментов и увеличить как
полезный объем, так и количество отводимого тепла (за счет
увеличения площади). В служебном блоке размещаются об¬
служивающие системы, а в приборном - экспериментальное
оборудование. В этом случае роль лаборатории будет играть
приборный блок.
Посещаемый автономный лабораторный блок и блок-обсер¬
ватория представляют собой небольшие орбитальные ступени,
работающие попеременно в обитаемой и автоматическом ре¬
жимах. Во время посещения орбитальная ступень ВКС сты¬
куется с таким блоком, внутри которого с помощью его соб¬
ственных систем или за счет ресурсов ВКС создается атмо¬
сфера, пригодная для жизнедеятельности исследователей. Спе¬
циалисты входят внутрь блока, осматривают его системы, про¬
изводят необходимые операции и возвращаются в орбитальную
ступень. В интервале времени между посещениями эти блоки
работают в автоматическом режиме под контролем наземных
пунктов.
3.2.5 Обслуживание орбитальных объектов с помощью
транспортной космической системы [3^-8]
Помимо чисто транспортных задач (доставка на орбиту и
возвращение с орбиты на Землю) новая система призвана обес¬
печить обслуживание орбитальных объектов непосредственно в
космическом пространстве. С этой целью элементы транспорт¬
ной системы, и в первую очередь ВКС, бдаут располагать со¬
ответствующими возможностями для энергоснабжения, отвода
тепла, регистрации данных, проведения вычислительных опера¬
ций, передачи и приема информации, механических манипуляций,
проверки электронной аппаратуры и т.д. В этом отношении
орбитальная ступень ВКС должна предоставить потребителям
(полезной нагрузке) следующие возможности:
Объем памяти вычислительного оборудования,
32- разрядных слов
10 000
Скорость ввода-вывода информации, бит/с
25 000
Скорость передачи дискретных данных на
Землю (телевизионный и звуковой каналы ),
бит/с
265 000
Скорость приема информации с Земли,
бит/с
2 000
Электроэнергия, кВт.ч
50
Электрическая мощность, кВт
средняя
3
максимальная
6
Напряжение (постоянный ток), В
30
Точность стабилизации, в градусах
± 0,5
Ресурс системы жизнеобеспечения рассчитан помимо двух
членов экипажа на двух (в дальнейшем четырех) специалистов
по обслуживанию орбитальных объектов при номинальной про¬
должительности операции до 7 сут. Кроме того, предусматри¬
вается размещение на орбитальной ступени ВКС специальной
аппаратуры и пультов управления для обслуживания полезной
нагрузки, а также системы дистанционных манипуляторов и
соответствующих разъемов. Вспомогательное оборудование на
борту ВКС, необходимое для обслуживания полезной нагрузки
помимо указанного выше, включает конструктивные элементы
для закрепления объектов в грузовом отсеке. Вид этих эле¬
ментов зависит главным образом от размеров полезной нагруз¬
ки. Так, небольшие объекты могут крепиться с помощью фер¬
менной конструкции непосредственно за предыдущим объектом,
например, автономным лабораторным блоком. Для установки
крупных объектов потребуются блочные конструкции.
Обслуживание полезных нагрузок на орбите будет произво¬
диться с различной степенью автоматизации операций (включе¬
ние систем, развертывание конструкций, контроль и проверка
и т.д.). Доставка на орбиту вместе с полезной нагрузкой од¬
новременно и специалистов по ее обслуживанию открывает со¬
вершенно новые возможности предотвращения так называемой
детской смертности космических объектов. Эта проблема свя¬
зана с преобладающей статистикой отказов на самых ранних
этапах полета. В частности, согласно осредненным данным
[3^81 из 1230 отказов, имевших место при запусках амери¬
канских КА с 1957 по 1970 г., около 46% произошли во
время предстартовой подготовки старта и выведения. Другая
выборка, относящаяся к 73 космическим объектам, запущен—
130
иым в США с 1966 по 1970 гг. показывает, что из общего
числа отказов 66 были обнаружены немедленно (три катастро¬
фических, 17 частичных и 46 незначительных) и 102 в тече¬
ние первых 5 сут пребывания на орбите (четыре катастрофи¬
ческих ,26 частичных и 72 незначительных). Статистическая
обработка причин отказов свидетельствует о том, что боль¬
шая часть причин уже существует до запуска (18% относятся
к ошибкам проектирования, 9% — к ошибкам в соединениях,
8% — к дефектам изготовления элементов и т.д.), но не может
быть обнаружена при испытаниях на уровне систем. Распреде¬
ление отказов по системам следующее (в %):
Телеметрия и системы обработки данных
35
Бортовое научное и прикладное оборудование
31
Управление ориентацией
12
Энергоустановка
12
Двигательная установка
5
Прочее
5
Тем не менее, несмотря на важную роль специалистов при
проверке объектов на орбите, основной объем проверочных опе¬
раций будет все же возложен на наземные пункты контроля.
ВКС в это время должен оставаться в близкой окрестности
проверяемого объекта, чтобы в случае необходимости осущест¬
вить необходимые дополнительные операции (вплоть до воз¬
вращения объекта на Землю при невозможности ремонта на
месте).
Некоторые отказы систем полезной нагрузки опасны не
только для нее самой, но и для транспортных средств. Такие
отказы должны предотвращаться с особой тщательностью,и
возможность их исключения необходимо предусмотреть еще на
этапе проектирования. К ним относятся разрушение элементов
конструкции, нарушение целостности баков, особенно с крио¬
генными или самовоспламеняющимися жидкостями, взрыв со¬
судов высокого давления, произвольное срабатывание пиротех¬
нических устройств, короткое замыкание в электроцепях, вос¬
пламенение материалов, выход из строя радиоизотопных ис¬
точников энергии и т.д.
Сами по себе полеты ВКС будут связаны с гораздо боль¬
шей опасностью, чем полеты обычных самолетов, даже после
сотни успешных рейсов. Сложность всей системы, серьезные
последствия любого отказа требуют разработки комплексной
и надежной системы наземной подготовки и методов эксплуата¬
ции, значительно отличающихся от практики современных авиа—
17-2
131
линий. Характерной задачей комплекса наземных служб приме¬
нительно к эксплуатации ВКС будет являться не столько быст¬
рое возвращение ВКС на Землю при возникновении аварийной
ситуации, сколько в большинстве случаев обеспечение продол¬
жения операции, если это в принципе будет возможно.
3.2.6 Экономические соображения [9, 12414, 1274128]
Предметом рассмотрения являются две широкие стоимост¬
ные категории: капитальные вложения (единовременные рас¬
ходы) и эксплуатационные (текущие или повторяющиеся) рас¬
ходы. Соотношение между капитальными вложениями и теку¬
щими расходами существенно зависит от количества и типажа
планируемых рейсов, а также от видов полезной нагрузки, для
выведения которой будет использоваться транспортная косми¬
ческая система. Потенциальная экономия на запусках вследст¬
вие применения многоразового ВКС вместо одноразовых РН в
течение длительного периода интенсивной эксплуатации доста¬
точно очевидна. 7 ем не менее главным источником начальной
экономии должна явиться экономия па полезных нагрузках.
Исторически сложилась ситуация, при которой из-за того,
что раньше стоимость запуска имела определяющее значение,
почти каждый спутник проектировался с расчетом на минималь¬
ную массу, минимальный объем и максимальную отдачу, а
стоимость полезной нагрузки оставалась второстепенным фак¬
тором. В таких искусно выполненных спутниках каждый эле¬
мент по необходимости проектировался 'на пределе', с жест¬
кими допусками, и поэтому требовался колоссальный объем
проектных работ, чтобы обеспечить абсолютный контроль за
его функционированием. Результаты крайне дорогих разработок
использовались един-два раза, после чего начиналась следую¬
щая, еще более дорогостоящая разработка. Если считать в
среднем, то космические аппараты одного типа запускались
лишь по два раза.
Располагая ВКС, можно пренебречь ограничениями на мас¬
су и объем для многих операций, что позволит оптимизировать
полезную нагрузку по критерию стоимости и обеспечить соот¬
ветствующий уровень надежности и ресурса. Применяя типовые
блоки и стандартизованные методы изготовления, можно будет
свести объем документации и испытаний полезных нагрузок к
минимуму, значительно сократив тем самым расходы. Многора¬
зовая пилотируемая транспортная система позволяет обеспе¬
132
чивать тщательную проверку на орбите, а также дает возмож¬
ность посещать спутники для осмотра, обслуживания, ремонта
и при необходимости возвращения их на Землю для еше более
подробной инспекции, восстановления или разборки для после¬
дующего использования ценных подсистем и агрегатов. Цен¬
ность функции повторного посещения зависит от вида полезной
нагрузки. Для некоторых военных спутников, входящих в сис¬
тему Defense Navigation Satellite System (спутниковая воен¬
ная навигационная система), экономия за счет возможности
возвращения их на Землю составит около 30% от общей стои¬
мости всей системы. Другие виды полезной нагрузки, однако,
могут полностью устареть к тому времени, когда им пона¬
добится ремонт, и поэтому может оказаться дешевле изгото¬
вить новый спутник, чем ремонтировать или разбирать старый.
С другой стороны, сама возможность повторного посещения бу¬
дет стимулировать использование при проектировании стандар¬
тизованных модульных элементов, которые можно будет заме¬
нять для улучшения характеристик и обновления спутника.
Один из вопросов, который зачастую возникает по отноше¬
нию ко многим экономическим прогнозам, связан с доверитель¬
ным уровнем стоимостных оценок, используемых в процессе
исследований. Проверка оценок па экономический риск (т.е. на
влияние перерасхода), проведенная Главным финансовым управ¬
лением, показала, что для нейтрализации предполагаемого эко¬
номического выигрыша за счет создания системы ВКС перера¬
сход капитальных вложений должен достигать 20+40%. Очевид¬
но, что по мере развития американской космической программы
и программ других стран и накопления информации в ходе разра¬
ботки ВКС целесообразно продолжать анализ экономики транс¬
портной космической системы.
Помимо указанных источников экономии главными аргумен¬
тами в пользу создания ВКС являются ого универсальность и
тот спектр возможностей, которые открываются в результате
его применения. При этом по мере возникновения новых нап¬
равлений и типов космических операций в 80—х годах надежный
и отработанный доступ в космическое пространство, обеспечи¬
ваемый ВКС, по-видимому, быстрее, чем ожидается, окупит
начальные вложения.
Современная программа NASA создания ВКС представляет
собой компромисс, основанный на анализе соотношения между
начальными кашггаловложениями и эксплуатационными расхо¬
дами. Однако на карту при этом поставлена сама американс¬
кая космическая программа и все, что она означает для науки
133
и экономики страны. Хотя на принятие решения о реализации
современного проекта ВКС повлияли некоторые соображения
'ближнего прицела' — трезвый экономический расчет и стрем¬
ление увеличить занятость в охваченной депрессией промыш¬
ленности — тем не менее при выборе дальнейшего курса разви¬
тия программы создания транспортной космической системы
необходимо учитывать и перспективы. Одно из таких сообра¬
жений 'дальнего прицела' связано с тем выигрышем, кото¬
рый получают США благодаря продолжению интенсивной косми¬
ческой деятельности и влиянию новой транспортной системы на
эту деятельность. Хотя очень немногие политические лидеры
США считают, что космическую программу следовало бы пре¬
кратить совсем, тем не менее существуют острые противоре¬
чия по поводу: 1) объема космического бюджета по сравнению
с другими статьями национальных расходов; 2) отсутствия яв¬
ного участия военных организаций в разработке транспортной
космической системы, несмотря на предполагаемое использо¬
вание системы в военных целях; 3) экономики многоразовых
транспортных космических средств типа ВКС в сравнении с
современными одноразовыми РН, особенно в свете возможного
крупного перерасхода средств.
Ясно, что противоречивые мнения о целесообразности
создания новой транспортной космической системы будут вы¬
сказываться и далее, особенно по мере того, как часть еже¬
годного бюджета NASA,отводимая на эти цели, начнет воз¬
растать к середине и концу 70чх годов.
Растущее международное сотрудничество в области освоения
космического пространства также существенно выиграет от
появления новых транспортных возможностей. Хотя трудно
ожидать, что западноевропейские страны смогут сделать су¬
щественный непосредственный вклад в разработку ВКС, тем не
менее создание в Западной Европе блоков полезных нагрузок
для ВКС и использование его для выведения западноевропейс¬
ких космических объектов заложат новую основу для сотруд¬
ничества. Постепенно в совместную космическую деятельность
будут вовлекаться все больше стран, и значительную роль в
этом процессе предстоит сыграть Организации Объединенных
Наций.
Сторонники новой техники и ее влияния на мировой рынок
ссылаются на такие направления, как внедрение полупроводни¬
ковых схем и распространение вычислительной техники в уп¬
равлении промышленными и коммерческими процессами, указы¬
вая, что эти направления являются прямым продуктом косми—
134
ческой программы. История показывает , что такого рода вы¬
игрыш неизменно сопутствовал появлению новых технологичес¬
ких возможностей и нет никаких оснований считать ВКС ис¬
ключением из правила. Следует учитывать также Возможности
того, что экспорт новой американской технологии и предостав¬
ление американской транспортной космической системы для
обслуживания космических объектов других стран улучшат тор-t
говый баланс США, хотя сейчас трудно оценить этот фактор
с приемлемой степенью достоверности.
Наличие многоразовой транспортной космической системы
позволит положить конец затянувшемуся спору о том, какие
космические объекты следует разрабатывать в первую очередь <-
пилотируемые или беспилотные. Первый же шаг в построении
новой эффективной системы - создание ВКС - предоставляет
реальную возможность выбрать наилучшую форму комбинации
человек-машина и, следовательно, позволяет выбрать оптималь¬
ный способ работы в космосе.
135
Раздел II
РЕТРОСПЕКТИВНЫЙ АНАЛИЗ СОЗДАНИЯ, СОСТОЯНИЕ
И ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ ПРОЕКТА ВКС
Глава 1
ЭВОЛЮЦИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ ИДЕЙ И ЭКОНОМИЧЕСКИХ
КОНЦЕПЦИЙ В ПРОЦЕССЕ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИХ
И ПРОЕКТНЫХ РАБОТ ПО СОЗДАНИЮ ВКС
К настоящему времени облик создаваемого в США варианта
ВКС, по существу, уже сформировался окончательно. Стабили¬
зировались темпы развития программы, выбран окончательный
вариант проекта, заключены контракты с головными подрядчи¬
ками на разработку основных элементов системы, обеспечено
финансирование, намечены сроки выполнения центральных за¬
дач программы. Современному состоянию предшествовала слож¬
ная эволюция идей и экономических концепций, ретроспектив¬
ный анализ которых может быть полезен во многих отношени¬
ях [904105, 1324137, 152, 2284231, 237423 9]. Во-пер¬
вых, на отдельных этапах развития современного проекта
были проведены глубокие сравнительные исследования и полу¬
чены данные, остающиеся справедливыми безотносительно к
конкретным вариантам транспортной космической системы. Во-
вторых, в ходе принципиального проектирования ВКС был вцд-
винут ряд интересных предложений, которые частично или пол¬
ностью могут быть реализованы в дальнейшем. В—третьих,
разрабатываемый в США ВКС, по мнению многих зарубежных
специалистов, является всего лишь системой 'первого поколе¬
ния* и за ним могут последовать следующие поколения много¬
разовых транспортных систем, базирующиеся на принципах,
рассматривавшихся более или менее подробно в процессе
формулирования современной конструкции. Наконец, на примере
развития проекта Space Shuttle можно проследить общие тен¬
денции формирования крупных авиакосмических проектов, ха¬
рактерные для американской научно-технической мысли.
Еще в 193 8 г. Е. Зенгер предложил проект одноступенча¬
того транспортного аппарата класса Земля-орбита многократно¬
го применения [241]. Идеи создания многоразовых средств
для транспортировки грузов на околоземные орбиты вновь на¬
чали появляться в конце 40—х годов. Одним из первых иссле—
136
дований на эту тему явилась разработка фирмы Bell Aircraft
Со., известная под названием 'Проект Дорнбергера'. Много
внимания крылатым КК многократного применения уделяло
Британское межпланетное общество. В 1947 г. в американс¬
кой печати появилось описание, правда в несколько нестрогой
форме, двухступенчатой возвращаемой системы, предназначен¬
ной для полета на Луну и обратно (Sacramento Bee, Febr.
13, 1947, р. 4). В 1954 г. журнал Colliers опубликовал
серию статей, написанных В.фон Брауном, К. Райаном и др.,
где популяризировалась идея многоразовой транспортной kocmi»-
ческой системы для перевозок грузов между поверхностью
Земли и геоцентрическими орбитами. Авторы статей подчерки¬
вали потенциальные экономические преимущества спасения и
повторного использования космической техники. В течение пос¬
ледующих 15 лет тысячи ученых и инженеров исследовали прин¬
ципы создания многоразовых космических средств. Однако не¬
посредственное военное значение баллистических ракет привело
к тому, что преимущественное развитие получили РН однократ*-
ного применения. Тем не менее изучение проектов ракетопла¬
нов, космических самолетов, спасаемых РН продолжалось, хо¬
тя и малыми силами. Так, в 1958 г. на XIII ежегодном
съезде Американского ракетного общества был прочитан док¬
лад 'Коммерческий ракетный самолет: шаг в направлении по¬
лета человека в космос*. Начало бО-х годе» характеризует¬
ся обилием проектов крылатых КА, рассчитанных на много¬
кратное применение. В 1960 г. было начато исследование пи¬
лотируемого крылатого аппарата для обслуживания орбиталь¬
ных станций (проект 'Сломар'). Фирмой Aevojet—General был
разработан проект 'Астроплан', фирмой Douglas— 'Астро',
фирмой Martin -'Астророкет'. Двухступенчатый аппарат 'Аст-
ророкет' должен был служить различным целям — от обслужи¬
вания орбитальных станций до выполнения военных операций.
Расчетная масса его полезной нагрузки 23 т на орбите высо¬
той 500 км. Предусматриваются вертикальный старт и гори¬
зонтальная посадка самолетного типа. Большой интерес к
проектам ВКС проявляли западноевропейские фирмы, в том
числе Junkers, Bolkow (ФРГ), Bristol Siddeley, Rolls Roys
(Англия) и др. В 1962—1963 гг. фирмы North American Avia¬
tion и Boeing по небольшим контрактам NASA проводили
исследования проектов многоразовой РН, обеспечивающей вы¬
ведение на околоземную орбиту полезной нагрузки массой
90 т. Эти же фирмы разрабатывали проекты ракетопланов.
Проект транспортного КК для перевозки пассажиров предло-
18-1
137
жила фирма Lockheed. Наиболее детально прорабатывался про¬
ект ракетоплана Dyna Soar, который должен был выводиться
на орбиту PH Titan III. Этот проект выполнялся фирмой Boe¬
ing (головной подрядчик) по контракту ВВС США. Затраты
на программу только в 1962 г. составили около 70 млн.
долл. Этот одноместный ракетоплан имел треугольное крыло
со стреловидностью 70^80°, аэродинамическое качество на
гиперзвуковом режиме 1,5 массу 4,54-7 т. Первый запуск его
намечался на 1966 г., однако уже в конце 1963 г. стало
ясно, что технологический уровень того времени не позволял
создать подобную систему, и работы над проектом были прек¬
ращены. Вплоть до 1968 г. отдельные фирмы по своей ини¬
циативе продолжали исследования различных проектов много¬
разовых космических систем в расчете на последующее полу¬
чение соответствующих контрактов. Большую активность прояв¬
ляли в этом направлении фирмы Lockheed, General Dynamics,
Martin—Marietta и др. В 1964 г. в специальном отделе
центрального аппарата NASA начались подробные исследования
подходов к проектированию ВКС.
Еще в 1959 г. фирма Marquardt Corp. выполнила первое
исследование одноступенчатого транспортного КА с ВРД. В
1963 г. аналогичный проект с комбинированной двигательной
установкой (ЖРД+ВРД) был рассмотрен Центром космических
полетов им. Маршалла. Исследования показали, что разгонные
ступени с ВРД обладают большим энергетическим потенциа¬
лом, но весовые потери и экономические затраты, связанные
с ВРД, рассчитанными на большие числа Маха, делают невоз¬
можным создание таких аппаратов в ближайшее десятилетие.
В течение 1961-1963 гг. рассматривались также проекты
многоразовых транспортных аппаратов 'Земля-орбита* с ЯРД
('РИТА', 'ПЕГАС' и др.), но они вскоре были отвергнуты
из-за опасности возвращения на Землю ядерных реакторов.
Большое значение для создания технологического задела и
отработки техники возвращения в атмосферу гиперзвукового
аппарата имела программа START (Spacecraft Technology and
Advanced Reentry Test), проводившаяся в ВВС США с
1960 г. Эта программа состоит из трех этацов: ASSET (Ае—
rothermodynamic/Elastic Structural System Environment Test),
PRIME (Precision Recovery Including Maneuvering Entry) и
PILOT (Piloted LowSpeed Test). В соответствии с програм¬
мой ASSET в 1963-1965 гг. было проведено шесть лет¬
ных экспериментов. В ходе экспериментов с помощью PH Thor
и Thor—Delta проводились запуски моделей гиперзвуковых ан—
138
Ьаратов ASV(Aerothermodynamic Structural Vehide) и AEV
(Aerothermoelastic Environmental Vehicle) на баллистичес¬
кую траекторию, после чего эти модели совершали планирую¬
щий спуск с высоты 5CU.60 км при начальной скорости, соот¬
ветствующей числам М 12-J-18. 2>ги эксперименты позволили
оценить конструктивные схемы, системы теплозащиты, качест¬
во материалов, выявить характеристики аэродинамического наг¬
рева и распределения давлений, динамической устойчивости и
т.д. По программе PRIME в 1966-1967 гг. были произве¬
дены три запуска макетов ЛА с несущим корпусом. Для за¬
пусков использовалась PH Atlas. Этап PILOT заключался в
отработке техники пилотирования гиперзвуковых аппаратов при
заходе на посадку. Аппараты с несущим корпусом для этой
программы были изготовлены фирмой Martin (SV—5) и отде¬
лением Norair фирмы Northrop Corp. (М—2/F—1; М—2/F—2;
М—2/F—3; HL—10). Пилотируемые аппараты сбрасываются с
бомбардировщика и совершают далее самостоятельный полет.
В некоторых экспериментах совершается доразгон с помощью
установленного на аппарате ЖРД.
В 1966—1967 гг., когда программа Apollo достигла апо¬
гея и американская ракетно-космическая промышленность ра¬
ботала со значительной загрузкой, руководство NASA начало
задумываться над дальнейшими перспективами национальной
космической программы. Была сформулирована программа
Apollo Applications (post Apollo), которая предусматривала
максимальное использование PH Saturn, КК Apollo и друго¬
го оборудования, а также накопленного опыта для создания ор¬
битальных станций обслуживания орбитальных объектов, прове¬
дения экспериментов в околоземном пространстве и т.д. после
завершения операций по исследованию Луны. При более внима¬
тельном рассмотрении этой программы оказалось, что она не
имеет смысла без опережающего развития экономичных и эф¬
фективных транспортных космических средств. В феврале
1967 г. Консультативный комитет по науке при президенте
США выпустил отчет, в котором, в частности, говорилось:
'Что касается дальней перспективы, то должны быть выпол¬
нены исследования более экономичных транспортных (космичес¬
ких) систем, по-видимому, с частичным или полным спасением
и повторным использованием'.
Февраль 1968 г. — май 1970 г. В течение 196 8г. NASA
выполнило большой объем работ по формулированию перспектив¬
ной национальной космической программы. В этот период уси¬
лия NASA в области планирования космических операций с
18-2
139
участием человека возглавлял д-р Джордж Мюллер, бывший
тогда помощником директора NASA по пилотируемым космичес¬
ким объектам. Выступая 7 февраля 1968 г. в конгрессе, Дж.
Мюллер сообщил, что в процессе планирования операций по
обслуживанию орбитальных станций выяснилась необходимость
в разработке гораздо более экономичных по сравнению с су¬
ществующими средств выведения. В число операций, относя¬
щихся к компетенции возглавляемого Дж. Мюллером отдела
центрального аппарата NASA, входили создание обитаемых ор¬
битальных баз, лунных и межпланетных КК с ядерными дви¬
гательными установками и транспортные операции по переме¬
щению объектов между геоцентрическими орбитами. Предпола¬
гаемый объем перевозок с поверхности Земли в космос для
обеспечения этих операций мог достигать 13000^-18000 кг
в месяц. Такой объем перевозок делал необходимым наличие
более дешевых средств доставки грузов на орбиту и возвра¬
щения экипажей орбитальных станций на Землю. Вполне зако¬
номерно поэтому, что, отвечая на вопросы сенатской комиссии
28 февраля 1968 г., Дж. Мюллер сообщил о проводящихся
исследованиях многоразовых транспортных КК. Не менее зако¬
номерно, что эти исследования проводились в рамках програм¬
мы создания ДОС.
10 августа 1968 г. Дж. ДАюллер выступил на заседании
Британского межпланетного общества, где впервые официально
подтвердил заинтересованность NASA в скорейшем создании
транспортной космической системы многократного применения.
По результатам предварительных исследований NASA выбрало
вариант транспортного КК в виде одной крылатой орбитальной
ступени (ВКС) со сбрасываемыми баками. Стартовая масса
такой системы оценивалась в 270 т при начальной тяге 340 тс.
Предполагалось, что такой аппарат сможет доставить на базо¬
вую орбиту высотой 185 км полезную нагрузку массой не¬
сколько более 11 т.
31 января 1969 г. NASA объявило о заключении четырех
параллельных контрактов стоимостью 500 тыс.долл, на прин¬
ципиальное исследование проектов транспортного космического
аппарата ILRV (Integrated Launch and Reentry Vehicle — -
комбинированная система выведения и возвращения в атмосфе¬
ру). Контракты получили фирмы General Dynamics (отделе¬
ние Convair ), Lockheed Missilesand Space Co., Me Donnell
Douglas и North American Rockwell. Руководство работой
первых двух фирм осуществлял Центр космических полетов им.
Маршалла, а остальных - Научно-исследовательский центр им.
140
Льюиса и Центр пилотируемых КК (ныне центр им. Джонсона)
Окончание этапа А было запланировано на сентябрь 1969 г.
Фирмы Boeing, Martin—Marietta и General Electric предприня¬
ли аналогичные исследования на собственные средства. Пример¬
но в это время Центр космических полетов им. Маршалла прис¬
тупил к разработке собственного проекта двухступенчатой сис¬
темы с полностью многоразовыми ступенями с прямыми кры¬
льями. Фирмы Lockheed и North American Rockwell исследова¬
ли модульные системы, состоящие из идентичных многоразо¬
вых ступеней, фирма General Dynamics предпочла вариант с
одноразовым сбрасываемым баком, а также модульными сту¬
пенями с РДТТ, а фирма Me Donnell Douglas занималась схе¬
мой Triamese ('Тройня') с возвращаемыми ступенями.
В апреле 1969 г. в центральном аппарате NASA в рамках
отдела пилотируемых КК была создана рабочая группа по транс¬
портному КК, который все более приобретал черты ВКС. В за¬
дачи группы, состоящей в момент образования из трех чело¬
век, входили координация соответствующих работ, а также вы¬
работка совместно с представителями ВВС рекомендаций для
советников президента США. Одновременно директор NASA
Томас Пейн и министр ВВС Роберт Сименс договорились о
том, что обе эти организации будут совместно рассматривать
возможности создания ВКС. Президент США утвердил создание
такой совместной группы, которая приступила к исследованию
по оценке и координации операционных требований, предъяв¬
ляемых к проекту ВКС в соответствии с гражданскими и воен¬
ными задачами. В июле 1969 г. ВВС через свою организацию
SAM SO заключили отдельные контракты со всеми четырьмя
фирмами, участвующими в этапе А, на исследование возмож¬
ностей ВКС применительно к военным космическим операциям.
К этому же времени NASA объявило об изменении требований
к системе ILRV. Предпочтительным вариантом становилась
двухступенчатая система с полностью многоразовыми пило¬
тируемыми ступенями. Подрядчики получили дополнительные
ассигнования для компенсации изменения направления исследо¬
ваний.
1 июля 1969 г. начался 1970 финансовый год. На сле¬
дующие 12 мес конгресс США выделил NASA для разработки
ВКС 12,5 млн.долл. К этому времени программа начала при¬
обретать популярность. В частности, еше в мае 1969 г. кон¬
грессмены и сенаторы от штата Калифорния провели серию пе¬
реговоров с представителями правительства и NASA о жела¬
тельности выбора фирм штата Калифорния в качестве подряд-
141
чиков на разработку ВКС и базы ВВС Эдвардс для запусков
системы. Проходившая в октябре конференция IEEE по ДОС
подчеркнула целесообразность создания возвращаемых кораб¬
лей снабжения многократного использования. Технические под¬
робности создания системы рассматривались на конференциях
AIAA. 1 сентября правительственная рабочая группа по кос¬
мосу представила президенту США отчет, в котором рекомен¬
довала приступить к созданию многоразовой транспортной кос¬
мической системы, состоящей из ВКС (для перевозки грузов
между поверхностью Земли и ниэковысотными геоцентрически¬
ми орбитами), МТА с ЖРД (для перевозки между околоземны¬
ми орбитами) и аппаратов с ЯРД (для запусков полезных
нагрузок к Луне и планетам). В зависимости от уровня фи¬
нансирования ввод системы в строй предполагалось осущест¬
вить между 1975 и 1977 г.
1 ноября 1969 г. закончился этап А исследований,
проводившихся для оценки технико—экономических возможнос¬
тей создания системы ILRV. Участвовавшие в работе фирмы
представили NASA свои предложения. К этому времени фирма
Boeing присоединилась к Lockheed, а фирма Martin—Mariet¬
ta, которая представила самостоятельные предложения, впос-
следствии присоединилась к McDonnell Douglas. В течение
3 мес после окончания этапа A NASA изучало поступившие
результаты и формулировало условия конкурса на этап В. Бы¬
ло решено, что далее необходимо разрабатывать проект ВКС,
состоящего из двух полностью многоразовых пилотируемых
ступеней. 17 февраля 1970 г. был образован совместный ко¬
митет по космическому транспорту, состоящий из представите¬
лей NASA и ВВС США. В задачу комитета входило соблюде¬
ние интересов обеих организаций в процессе создания системы.
18 февраля центральный аппарат NASA официально объявил
конкурс фирм на этап В разработки ВКС. Приглашенные к
участию в конкурсе фирмы должны были представить свои пред¬
ложения к 30 марта 1970 г. Стремясь получить выгодный
контракт, фирмы стали образовывать группировки. К McDonnell
Douglas помимо Martin—Marietta присоединились TRW и
Pan American Aviation. К программе начали проявлять интерес
западноевропейские фирмы и организации, причем этот инте¬
рес непрерывно подогревали представители NASA.В марте
1970 г. в Вашингтон прибыла делегация ELDO, которая обсуж¬
дала с NASA возможности участия в программе создания
ВКС. В этом же месяце президент США заявил во время сво¬
его выступления в конгрессе, что хотя традиционные РН и
142
обеспечивают запуски всех предполагаемых объектов на бли¬
жайшую перспективу, тем не менее следует подумать о воз¬
можностях создания менее сложных и дорогостоящих средств
доставки грузов в космос.
12 мая 1970 г. NASA объявило о своем решении заклю¬
чить параллельные контракты стоимостью 10,8 млн.долл. каж¬
дый на разработку ВКС по этапу В с двумя фирмами - кос¬
мическим отделением фирмы North American Rockwell и фир¬
мой Me Donnell Douglas. Несколько ранее были продлены
контракты на этап А с фирмами Lockheed, Chryster, Grom -
man и Boeing. Проект фирмы Grumman и Boeing, разрабо¬
танный ими совместно, отличался наличием сбрасывае¬
мых водородных баков на орбитальные ступени.
С этими фирмами, так же как и с Lockheed и Chrystler, 15 ию¬
ня 1970 г. были заключены 11-месячные контракты на ис¬
следования альтернативных вариантов. Группировка Grumman—
Boeing получила 4 млнлолл. на рассмотрение полуторасту—
пенчатого ВКС, а также схемы с одноразовой разгонной сту¬
пенью. Фирма Lockheed получила 1 млн.долл., a Chrystler—
750 тыс.долл.
Этап В был рассчитан на 11 мес и состоял из: 1) вы¬
бора компоновки (3 мес); 2) выбора подсистем (3 мес);
3) предварительного проектирования и экономического анали¬
за (5 мес). Стартовая масса для базового варианта, предло¬
женного NASA, составляла 1 500 т. Номинальная операция
заключалась в снабжении 12 местной ДОС. Для учета требо¬
ваний ВВС фирмам предлагалось помимо орбитальной ступени
с малой дальностью бокового маневра (370 км) при сходе
с орбиты рассмотреть также вариант орбитальной ступени с
большой дальностью бокового маневра (до 2 800 км). На
обеих ступенях предполагалось установить одинаковые кисло¬
родно-водородные ЖРД тягой по 180 тс. Заданный ресурс ВКС
составлял 100 рейсов. Обе ступени должны были пилотиро¬
ваться экипажами из двух человек.
1 июля 1970 г. начался новый финансовый год, в котором
NASA было отпущено 80 млн.долл. на разработку ВКС. NASA
заключило ряд частных контрактов на решение ряда проблем,
относящихся к созданию ВКС. Изучались вопросы аэродинами¬
ческого нагрева, теплозащиты, синтеза управления, безопас¬
ности и т.д.
Проекты фирмы North American Rockwell в начале этапа В.
На этом этапе главным партнером фирмы было отделение Con—
vair фирмы General Dynamics, отвечавшее главным образом
143
за разгонную ступень. В группировку входила также IBM Corp.,
исследовавшая различные подходы к созданию бортового обору¬
дования. Фирма Honeywell Inc. отвечала за систему управле¬
ния и работала в сотрудничестве с IBM Corp.
Для варианта орбитальной ступени с малой боковой даль¬
ностью была выбрана компоновка с прямым неподвижным кры¬
лом. Расчетная масса полезной нагрузки, доставляемой на ба¬
зовую орбиту высотой 435 км и наклонением 55°, составляла
20,4 т. Эта величина была получена из расчета стартовой
массы орбитальной ступени 344 т и удельного импульса ЖРД
с высоким давлением в камере сгорания 459 кгс.с/кг (сте¬
пень расширения сопла у ЖРД орбитальной ступени 120:1).
Длина орбитальной ступени составляла 56 м, размах крыла
38 м. У данного проекта обнаружилась значительная чувст¬
вительность массы полезной нагрузки к величине удельного
импульса: уменьшению удельного импульса на 1 кгс-с/кг со¬
ответствовало сокращение массы полезной нагрузки на 11%.
Конструктивно орбитальная ступень представляла собой низ¬
коплан с плоской нижней частью фюзеляжа. Крыло предполага¬
лось выполнить из сплава Haynes 188 (средняя часть крыла
и нижняя часть задних кромок), TiGA 1-4V ( верхняя
часть задних кромок) и армированного пиролитического плас¬
тика (передние кромки). Для несущей части конструкции фюзе¬
ляжа предназначался титановый сплав с теплозащитным пок¬
рытием. В носовой части размещались двухпалубная кабина для
экипажа и пассажиров, а также бортовое электронное оборудо¬
вание. Пассажирская палуба, рассчитанная на 10 сидений,
располагалась непосредственно под палубой экипажа, откуда
через шлюз обеспечивался доступ в грузовой отсек. Грузовой
отсек располагался в центральной части фюзеляжа, а под ним
устанавливались два цилиндрических алюминиевых бака плава¬
ющей конструкции для жидкого кислорода. Задняя часть каждо¬
го бака крепилась к крыльевым лонжеронам, которые совмест¬
но с продольной конструкцией образовывали узлы крепления
четырех турбовентиляторных двигателей (ТВлД) JTF 22В-2,
устанавливаемых в выдвижных гондолах. Эти двигатели пред¬
полагалось использовать в аварийной ситуации для перелета
к заданному месту посадки, а также при заходе на посадку.
Горючее для них (жидкий водород) размешалось в баках под
передним и задним лонжеронами ниже задней секции грузового
отсека. Задняя часть фюзеляжа была занята плавающим ба¬
ком кругового сечения с внутренней изоляцией. В этом баке
должен был содержаться жидкий водород для маршевой двига—
144
тельной установки. Материал бака - влюминиевый сплав 2219+
Т81. Конструкция крепления баков к фюзеляжу одновременно
служила для установки двух горизонтальных стабилизаторов с
независимой подвеской, вертикального стабилизатора и фермен¬
ной конструкции, передающей усилия от тяги. Топливо для дви¬
гателей орбитального маневрирования размещалось под верти¬
кальным стабилизатором. В двигательном отсеке было преду¬
смотрено место для двух маршевых и двух орбитальных ЖРД.
Маршевые ЖРД устанавливались параллельно в горизонтальной
плоскости с зазором, обеспечивающим отклонение вектора тя¬
ги на ± 7° по углам тангажа и рыскания. Точки крепления
разгонной ступени были расположены впереди выдвижных гон¬
дол ТВлД и на несущей конструкции, поддерживающей задние
ста билизаторы.
Орбитальная ступень с прямым крылом была рассчитана не
большой балансировочный угол атаки при полете в дозвуковом*
сверхзвуковом и гиперзвуковом режимах во всем диапазоне
перемещений центра масс. Вход в атмосферу начинался на вы¬
соте 120 км с нулевым углом крена, углом наклона траекто¬
рии -1,55° и углом атаки 60°. Для полета на максимальную
боковую дальность (370 км) угол крена изменялся от О до
79° на высоте 90 км через 264 с после входа в атмосферу.
Перегрузка при этом должна была составлять около 0,5. Мак¬
симум перегрузки (1,75) достигался 9 мин спустя при угле
крена 20°. Затем следовали переход к углу атаки 10°, сни¬
жение скорости до 120 м/с с выдерживанием постоянной пе¬
регрузки, равной единице (около 17 мин после входа). После
этого выдвигались ТВлД, которые работали -в течение 11 мин
до посадки со скоростью 275 км/ч при угле атаки 12°. В
начале входа коэффициент подъемной силы составлял около 1,6
при аэродинамическом качестве 0,56. Переход к углу атаки
10° приводил к уменьшению коэффициента подъемной силы до
1,1. Аэродинамическое качество при этом увеличивалось до
8,0.
Орбитальная ступень с большой дальностью бокового манев¬
ра. была рассчитана на выведение 9 т полезной нагрузки на
базовую орбиту. Длина ступени составляла 58,5 м, размах
крыла 38 м. Выбор аэродинамической схемы основывался
на компромиссе между большой площадью в плане для боль¬
ших углов атаки при входе в атмосферу, удовлетворительными
значениями аэродинамического качества и достаточными до¬
звуковыми характеристиками. Крыло имело квазидельтавидную
форму с наклонными килями на концах. В носовой части (|юзе—
19-1
145
ляжа под кабиной экипажа и пассажиров размещался сдвоен¬
ный бак жидкого водорода. Пассажирская кабина располагалась
между кабиной экипажа и грузовым отсеком. Кислородные баки
маршевых ЖРД устанавливались по обеим сторонам грузового
отсека с помощью плавающих креплений. Балки крепления крыла
проходили под кислородными баками и грузовым отсеком; к
ним крепились выдвижные гондолы ТВлД. В этой же части фю¬
зеляжа размещалось топливо для этих двигателей.
Вход в атмосферу должен был начинаться при угле атаки
55° с переходом на 35° через 4,5 мин. После прохождения
зоны максимуму нагрева поворот по крену на 81° обеспечи¬
вает полов ину боковой дальности. Спустя 26 мин после входа
производится уменьшение угла атаки до 20° на сверхзвуковой
скорости. ТВлД включаются при скорости 180 м/с во время
полета с постоянным углом атаки, рав1гым 8°. Посадка проис¬
ходит через 47 мин после входа в атмосферу. Максимальная
величина перегрузки составляет 1,21. Аэродинамическое ка¬
чество на гиперэвуковом режиме равно 0,65 при угле атаки
55°, 1,4 при 35° и около 2,2 при 20°. Дозвуковое аэродина¬
мическое качество составляет 1,5 при угле атаки 35°; 4,0
при 20° и 6,8 (максимальное значение) при 10°.
В начале этапа В проект обнаруживал заметную чувст¬
вительность посадочной скорости к конечной массе орбиталь¬
ной ступени. При массе 70,3 т посадочная скорость составля¬
ла менее 55 м/с, а при массе 100 т увеличивалась до
64 м/с.
Примерная сводка масс для обоих вариантов орбитальной
ступени приведена в табл. 11. Как видно из табл. 11, сту¬
пень с большой боковой дальностью маневра при входе в ат¬
мосферу обеспечивала выведение вдвое меньшей массы полез¬
ной нагрузки, главным образом за счет тяжелой теплозащиты
и несколько большей массы конструкции. Для обоих вариантов
орбитальной ступени предполагалось использовать разгонную
ступень одинакового типа - пилотируемый крылатый аппарат,
возвращающийся самостоятельно к месту старта.
Разгонную ступень сначала разрабатывала фирма North Ame¬
rican Rockwelle с помощью фирмы General Dynamics; пос¬
ледняя впоследствии взяла полностью на себя разработку этой
ступени. Предусматривались вертикальный старт, разделение
ступеней на высоте 67,5 км при скорости 2800 м/с, маневр
разгонной ступени в атмосфере с перегрузкой около четырех
и посадка на обычный аэродром со скоростью 286 км/ч. Раз¬
гонная ступень не рассчитывалась на значительную боковую
146
Таблица 11
Сводка масс двух вариантов орбитальной ступени
Масса, кг
Вариант с пря¬
мым крылом
Вариант с дель-
тавидным крылом
Конструкция и теплозащита
41620
53 750
Посадочное шасси и стыковой-
ный узел
4670
4 370
Двигательная установка
18 300
19 210
Системы ориентации, управле-
ния и разделения ступеней
4 050
2 380
Экипаж
300
300
Топливо для маршевых ЖРД
232 000
230 500
Прочее топливо
7 030
7 400
Прочие подсистемы
4 800
4 890
Масса в начале полета
328 600
328 600
Масса при входе в атмосфе-
РУ
93 900
94 200
Масса при посадке
92 900
93 200
Масса полезной нагрузки
17 200
6 400
дальность маневра, и поэтому оптимизация проекта проводи¬
лась по критерию малой стоимости подготовки между рейсами.
В результате проектирования были приняты следующие харак-
теристики разгонной ступени:
Площадь крыла, м^
56,7
Площадь хвостовых стабилизаторов, м^
66,9
Общая площадь в плане,
308,0
Масса конструкции и теплозащиты, кг
114600
Масса шасси и стыковочных узлов,кг
8390
Масса двигательной установки, кг
Масса системы управления, ориентации
58600
и разделения, кг
6920
Масса экипажа, кг
217
Масса топлива для маршевых ЖРД, кг
1013000
Масса прочего топлива, кг
22560
Масса прочих подсистем, к г
4240
Начальная масса, кг
Масса в момент начала возвращения,
1243000
кг
217000
Посадочная масса, кг
210600
Масса полезной нагрузки, кг
344500
19-2
147
Основной вариант разгонной ступени имел прямое крыло и
V -образное хвостовое оперение большой площади. Аэродина¬
мическое качество и гиперзвуковом режиме составляло 0,5,
на дозвуковом до 6,7. Больше половины внутреннего объема
фюзеляжа разгонной ступени занимает бак для жидкого водоро¬
да; впереди него расположен бак для жидкого кислорода. Ба¬
ки выполнены из алюминиевого сплава 2219. В носовой части
наверху размещена кабина экипажа, рассчитанная на двух пи¬
лотов. Непосредственно под ней выдвижные гондолы с четырь¬
мя ТВлД. Новосое посадочное шасси крепится к кольцевой
конструкции перед кислородным баком. Второе кольцо между
баками воспринимает нагрузки от точек крепления орбитальной
ступени. Центральная кольцевая конструкция охватывает водо¬
родный бак. Она служит для крепления крыла, центрального
посадочного шасси и воспринимает нагрузки от задних точек
крепления орбитальной ступени. Четвертое кольцо воспринима¬
ет нагрузки от маршевых двигателей; к нему также крепится
хвостовой стабилизатор. В состав двигательной установки раз¬
гонной ступени входят 12 маршевых ЖРД с начальной тягой
2180 тс, 22 двигателя управления ориентацией и четыре
ВРД с тягой 18123 тс для полета в крейсерском режиме. Дли¬
на разгонной ступени 70,5 м, размах крыла 43,1 м, высота
верхней точки стабилизатора над землей 19,5 м.
Проекты ВКС по состоянию на конец этапа В. В первом
квартале 1971 г. проект ВКС был дополнен новыми требова¬
ниями. В частности, по договоренности с министерством обо¬
роны NASA потребовало от фирм-подрядчиков, чтобы’ энергети¬
ческие возможности ВКС помимо базовой операции обеспечи¬
вали выведение полезной нагрузки массой 29 500 кг на ор¬
биту высотой 185 км, наклонением 28,5° и массой 18200кг
на полярную орбиту. Требуемая дальность бокового маневра
при входе в атмосферу составила 2060 км; тем самым вари¬
ант орбитальной ступени с прямым крылом исключался из
рассмотрения. К 1 июня 1971 г. фирмы представили свои
предложения NASA.
Согласно проекту фирмы McDonnell Douglas орбитальная сту¬
пень имела следующие характеристики: длина 53 м, размах
крыла 32,6 м, угол стреловидности крыла 55.°, диаметр фю¬
зеляжа 8,2 м, начальная масса 370+390 т, посадочная мас¬
са 125 т. Параметры разгонной ступени: длина 82,4 м; раз¬
мах крыла 50,6 м; угол стреловидности крыла 44°; диа¬
метр фюзеляжа 11,5 м; начальная масса 1713+1716 т;
посадочная масса 273 т. Полная стартовая масса системы
составляла 2100 т.
148
Проект фирмы North American Rockwell (рис. 15) отличал¬
ся большей стартовой массой (2275-^-2290 т). Длина орбиталь¬
ной ступени 62,5 м, размах крыла 32,6 м, угол стреловид¬
ности крыла 60°, диаметр фюзеляжа 13,7 м, начальная мас¬
са 375-^-390 т, посадочная масса 121 т. Характеристики раз¬
гонной ступени: длина 82 м, размах крыла 43,7 м, диаметр
фозеляжа 10 м, начальная масса 1900 т, посадочная масса
Рис. 15. Проект ВКС, предложенный фирмой North
American Rockwell в июне 1971 г.
290 т. Конструктивно фюзеляж орбитальной ступени, выпол¬
ненный из титанового сплава, состоял из носовой секции,
двух центральных отсеков и хвостовой секции. Топливные ба¬
ки предполагалось выполнить из алюминиевого сплава с внут¬
ренней теплоизоляцией. Двигательная установка орбитальной
ступени состояла из двух маршевых ЖРД тягой по 287 тс в
вакууме (топливо подается из переднего водородного бака и
двух цилиндрических кислородных баков), трех ЖРД орбиталь¬
ного маневрирования тягой по 4,5 тс (запас характеристи¬
ческой скорости более 600 м/с) и 29 двигателей газодина¬
мического управления ориентацией тягой по 950 кгс каждый.
Разгонная ступень представляла собой низкоплан с треуголь¬
ным крылом, единственным хвостовым вертикальным стабили¬
затором и передними треугольными горизонтальными стабили¬
заторами. Ее задача состояла в разгоне орбитальной ступени
до скорости более 3 км/с и подъеме ее на высоту 74 км.
Более 75% массы разгонной ступени составляло топливо. Фю¬
зеляж ее был разделен на пять конструктивных элементов: но¬
149
совой отсек с кабиной экипажа, несущий бак для жидкого кис¬
лорода, межбаковая конструкция, несущий бак для жидкого во¬
дорода и отсек двигательной установки с 12 ЖРД. Основным
конструкционным материалом должны были служить алюминие¬
вые сплавы 2024 и 2219-Т87. Металлическая теплозащита
предназначалась для большей части внешней поверхности: наи¬
более нагреваемые участки поверхности разгонной ступени
предполагалось защищать композитным материалом типа угле¬
род-у г ле род. Помимо 12 маршевых ЖРД тягой по 550 тс.
в состав двигателей установки разгонной ступени входили 30
двигателей газодинамического управления ориентацией тягой
по 950 кгс и 12 ВРД на керосиновом топливе JP—5. ВРД
размещались тремя группами по четыре двигателя под крылья¬
ми и в центре фюзеляжа в поворотных гондолах. Согласно эко¬
номическим оценкам полные затраты на разработку и изготов¬
ление ВКС по 1979 финансовый год должны были составить
8,44 млрд .долл., в том числе орбитальной ступени 4,89 млрд,
долл, и разгонной ступени 3,53 млрд.долл. Максимум ежегод¬
ных ассигнований приходился на 1976 финансовый год и сос¬
тавлял 1,07 млрд.долл. для орбитальной и 0,85 млрд.долл,
для разгонной ступеней.
Фирмы Grumman и Boeing предложили проект, позволяющий
уменьшить стартовую массу системы примерно на 450 т за
счет двух сбрасываемых водородных баков на орбитальной сту¬
пени. Наличие сбрасываемых баков давало возможность повы¬
сить энергетические характеристики орбитальной ступени при
одновременном уменьшении массы разгонной ступени (глав¬
ным образом за счет отсутствия необходимости защищать ба¬
ки от нагрева при возвращении в атмосферу). Кроме того, в
этом случае можно было исключить совсем теплозащиту раз¬
гонной ступени. Однако стоимость каждого рейса в этом слу¬
чае примерно на 10% будет превышать стоимость в случае
полностью многоразовой системы. Проекту фирмы Grumman/
Boeing соответствовали следующие характеристики разгонной
ступени: стартовая масса 1270 т, длина 74,5 м, размах пря¬
мого крыла 54 м. Характеристики орбитальной ступени: началь¬
ная масса 500 т, длина 48 м, размах крыла 29,6 м, конеч¬
ная масса около 120 т. На разгонной ступени предполагалось
установить 12 маршевых ЖРД и четыре ВРД; на орбитальной
ступени - три маршевых ЖРД, два вспомогательных ЖРД для
орбитального маневрирования тягой по 6,8 тс, 30 двигате¬
лей газодинамического управления ориентацией тягой по 450 кгс
и четыре ВРД.
150
Продление этапа В. 1 июля 1971 г. NASA объявило, что
с фирмами North American Rockwell и McDonnell Douglas бу¬
дут заключены дополнительные контракты, рассчитанные на
продление этапа В с целью анализа промежуточных вариан¬
тов ВКС, рассчитанных на меньшую стоимость разработки и
изготовления. Одновременно были заключены также контракты
с группировкой Grumman/Boeing и фирмой Lockheed. Первые
три подрядчика получили по 2,8 млн.долл. каждый, а фирма
Lockheed _ 1,4 млн.долл. Срок представления результате®
был продлен до 31 октября 1971 г. В 1972 финансовом го¬
ду, начавшемся 1 июля 1971 г.. Конгресс разрешил NASA
истратить на ВКС 100 млн.долл.
Согласно требованиям NASA на июль 1972 г. орбитальная
ступень должна была представлять собой многоразовый пилоти¬
руемый аппарат с дельтавидным крылом и внешними баками
для водорода и кислорода. Фирмам предлагалось рассмотреть
возможность последовательного подхода к созданию ВКС, зак¬
лючающегося в том, что орбитальная ступень разрабатывает¬
ся раньше разгонной и испытывается с помощью одноразовых
ракетных ускорителей (первый орбитальный полет по-прежнему
планировался на 1978 г.). Многоразовая разгонная ступень
в этой схеме разрабатывается позже и вступает в строй при¬
мерно к 1983 г. Таким способом NASA надеялось уменьшить
максимум ежегодных расходов и уложиться в отпускаемый ему
бюджет.
В соответствии с предложенным NASA планом фирма McDon¬
nell Douglas изучала в качестве разгонной ступени крупные
РДТТ и PH Titan III, группировка Grumman/Boeing - ракет¬
ные ступени с РДТТ и модификацию ступени S—IC, а фирмы
Lockheed и North American Rockwell - варианты разгонной
ступени с РДТТ.
7 октября 1971 г. NASA объявило о дальнейшем сдвиге
срока окончания этапа В до 28 февраля 1972 г. с возмож¬
ным продлением до 30 апреля 1972 г. Все четыре подрядчи¬
ка получили задание рассмотреть в качестве разгонной ступе¬
ни баллистические спасаемые ракетные ступени с турбонасос¬
ной или вытеснительной подачей топлива. Предлагалось также
рассмотреть последовательное и параллельное соединение сту¬
пеней. С фирмами TRW и Aerojet General были заключены
контракты на суммы 400 и 367,6 тыс.долл. сроком на
4 мес, предусматривающие исследования возможностей исполь¬
зования ЖРД с вытеснительной подачей топлива для ракетных
ступеней, спасаемых путем сбрасывания в океан на парашю-
151
тах. Срочно разрабатывались и испытывались специальные по¬
лимерные уплотнения для жидкостных ракетных систем.
В соответствии с последовательным (поэтапным) планом
первый вариант орбитальной ступени должен был обладать ог¬
раниченными энергетическими и операционными возможностями,
что позволило бы создать его на основе существующей техно¬
логии со сравнительно небольшими затратами (схема Mark 1 ).
Второй вариант (Mark 2) должен был создаваться позднее с
расчетом на более развитую технологическую базу и обеспе¬
чивать выполнение всех операционных требований. Фирма North
American Rockwell разработала оба варианта орбитальной сту¬
пени, положив в основу проектов принцип максимальной преем¬
ственности. Конструкцию каждого варианта предполагалось из¬
готовить из алюминиевых сплавов, но для Mark 1 была
принята абляционная теплозащита однократного применения. За¬
пас характеристической скорости для Mark 1 соответствовал
150 м/с (на орбите); вход в атмосферу должен был производи
литься с углом атаки 55° при аэродинамическом качестве
0,66. Для варианта Mark 2 запас характеристической ско¬
рости на орбите увеличивался вдвое; угол атаки при входе в
атмосферу должен был составлять 32°, а аэродинамическое
качество 1,4. Предварительные экономические оценки показа¬
ли, что в случае разгонной ступени на ЖРД с вытеснительной
подачей топлива полная стоимость разработки составит
9,74 млрд.долл., стоимость одного запуска - 8,1 млн.долл.,
а максимум ежегодных ассигнований 0,940 млрд.долл. Б
случае использования модифицированной (многоразовой) ракет¬
ной ступени S— 1С суммы получались равными 9,91 млрд.долл.,
5—6 млн.долл. и 1,230 млрд.долл. соответственно, а в случае
двух параллельных твердотопливных ускорителей разработка
обошлась бы в 5,5 млрд.долл. при стоимости одного запуска
1CU12 млн.долл.
К январю 1972 г. NASA получило предварительные резуль¬
таты проектирования от подрядчиков по этапу В.
После выступления президента США 5 января 1972 г. в
защиту программы создания ВКС NASA и промышленные фир¬
мы, участвующие в этой программе, интенсифицировали пере¬
бор вариантов с тем, чтобы в кратчайшие сроки можно было
приступить к детальному проектированию системы. В конструк¬
ции орбитальной ступени было необходимо максимально исполь¬
зовать существующую технологию. Внешний топливный бак
должен был во многом отражать условия выполнения при проек¬
тировании второй ступени (S—11) PH Saturn V. Бак длиной
152
39 м и диаметром 7,6 м предполагалось выполнить из алк>-
миниевого сплава 2219-Т87; он рассчитывался на внутреннее
давление 3,94 кгс/см^ (на 27% больше, чем ступень S—11 ),
Предварительные проектные проработки выявили в данном ва¬
рианте значительную чувствительность массы полезной нагруз¬
ки к превышению массы подсистем. Особенно сильное влияние
оказывала масса конструкции орбитальной ступени. Так, воз¬
растание массы конструкции (фюзеляжа на 11,9% приводило к
сокращению располагаемой массы полезной нагрузки для поляр¬
ной орбиты на 10%. Аналогичное сокращение массы полезной
нагрузки получалось при увеличении массы бортового оборудо¬
вания вспомогательной двигательной установки на энергоуста¬
новки на 70—250% по сравнению с номинальным вариантом.
С другой стороны, статистика, собранная для проектов X—15,
X—20, Mercury, Gemini и Apollo, указывала, что вследствие
изменения требований и модификаций проекта среднее увели¬
чение массы в процессе проектирования по отношению к на¬
чальным данным составляет около 15%. Поэтому специалисты
фирмы North American Rockwell с самого начала заложили
10%-ный допуск на возрастание массы в свой проект ВКС.
Обнаружилось, кроме того, что отклонение удельного им¬
пульса маршевых ЖРД на 1% по отношению к номиналу
эквивалентно изменению располагаемой массы полезной наг¬
рузки на 1100 кг. Тем не менее на этот фактор обращалось
меньше внимания, так как из практики создания таких ЖРД,
как F—1, J-2 и RL—10, а также из практики разработки но¬
вых ЖРД специально для ВКС следовало, что можно ожидать
не уменьшения, а увеличения удельного импульса на l-j-2%,
что эквивалентно допустимому возрастанию массы всей систе¬
мы примерно на 8%.
К февралю 1972 г. базовый вариант орбитальной ступени
был в принципе выбран, причем разработчики обладали доста¬
точной степенью уверенности в том, что этот проект может
быть реализован в расчетный срок при запланированном объе¬
ме ассигнований. В отношении разгонной ступени полной опре¬
деленности еше не было. Для подробного анализа были выбраны
два варианта: 1) разгонная ступень с ЖРД и вытеснительной
подачей топлива, соединяемая параллельно с орбитальной сту¬
пенью; 2) два разгонных ускорителя на РДТТ, соединяемых
параллельно.
Первому варианту соответствовала ступень длиной 45,7 м,
диаметром 7,9 м с семью ЖРД на жидком кислороде и горю¬
чем RP-1. Тяга каждого ЖРД составляла 470,2 тс. Старто—
20-1
153
вая масса всей системы была равна 2950 т, стартовая тяга
3310 тс. Высота системы на старте более 90 м. После выра¬
ботки топлива разгонная ступень должна была спускаться в
океан на парашюте и затем использоваться повторно после
ремонта. Во втором варианте предусматривалось использова¬
ние двух РДТТ длиной 47,9 м и диаметром 3,96 м. Спасе¬
ние РДТТ после их использования в то время не предусматри¬
валось. Твердотопливный вариант обеспечивал разгон орбиталь¬
ной ступени до большей скорости, чем жидкостной (1622 м/с
вместо 1460 м/с).
Начало этапа С . 15 марта NASA выбрало вариант разгон¬
ной ступени в виде двух спасаемых РДТТ, соединенных парал¬
лельно с внешним топливным баком, а 17 марта был объяв¬
лен конкурс на этап С , предусматривающий детальное проек¬
тирование и изготовление орбитальной ступени. Срок подачи
предложений был ограничен датой 12 мая 1972 г. Было ре¬
шено, что внешний топливный бак и разгонные РДТТ будут
разрабатываться по отдельным контрактам. К участию в кон¬
курсе были приглашены все четыре группировки фирм, прово¬
дившие проектирование на этапе В. В условиях конкурса
говорилось, что ВКС должен представлять собой транспортный
аппарат, состоящий из пилотируемой многоразовой орбитальной
ступени, внешнего топливного бака, сбрасываемого после выхо¬
да на орбиту, и двух разгонных РДТТ, корпуса которых будут
возвращены и использованы повторно. Были указаны следую¬
щие размеры аппарата: полная длина ВКС 51 м; длина орби¬
тальной ступени 36,6 м; размах крыла орбитальной ступени
24,4 м; длина внешнего бака 45,8 м; диаметр бака 8,9 м;
длина разгонных РДТТ 39,7 м; диаметр каждого РДТТ 3,96м.
12 мая 1972 г. NASA получило предложения от фирм и
приступило к их изучению. На основании тщательного анализа
наилучшим был признан проект фирмы North American Rockwell.
С космическим отделением этой фирмы в июле 1972 г. был
заключен контракт на проведение в течение шести лет работ
по этапу С/D, предусматривающему проектирование, изготов¬
ление и испытания орбитальной ступени. Предварительный конт¬
ракт был подписан 9 августа 1972 г., после чего был подпи¬
сан так называемый твердый контракт. Еще раньше NASA выб¬
рало другое отделение этой же фирмы - Rocketdyne - в ка¬
честве главного подрядчика на разработку и изготовление
маршевых ЖРД для ВКС.
К ноябрю 1972 г. представители фирмы—подрядчика и
NASA сформулировали перечень основных параметров ВКС, ко¬
торый сводился к следующему:
154
Общая длина системы, м
65,3
Длина орбитальной ступени, м
38,1
Размах крыла орбитальной ступени, м
25,6
Длина внешнего бака, м
57,9
Диаметр внешнего бака, м
7,7
Длина разгонных РДТТ, м
53,4
Диаметр РДТТ, м
4,11
Начальная масса обоих РДТТ, т
1615 (в том
числе, топливо
1402)
Начальная масса внешнего бака (с топ¬
ливом), т
786
Начальная масса орбитальной ступени, т
92,6
Масса аварийных РДТТ, кг
45
Полная стартовая масса системы, т
2560
Начальная тяговооруженность
1,72
В январе 1973 г. фирма—подрядчик (впоследствии переиме¬
нованная в Rockwell International Corp.; космическое отделе¬
ние переименовано в North American Aerospace Group) предло¬
жила модифицированный проект ВКС. Вскоре N ASA согласилось
с этим предложением. Модификации коснулись главным образом
размере® и формы крыла орбитальной ступени (площадь крыла
уменьшилась на 16%), по в сумме это позволило сократить
стартовую массу до 1862 г. Правда, при этом возвращае¬
мая полезная нагрузка уменьшилась с 18 до 11,4 т. Соглас¬
но последним данным ВКС должен был иметь следующие па¬
раметры:
Общая длина, м
59
Длина орбитальной ступени, м
38
Размах крыла орбитальной ступени, м
23,8
Длина внешнего бака, м
50,5
Диаметр внешнего бака, м
8,2
Длина разгонных РДТТ, м
44
Диаметр РДТТ, м
3,6
Масса пустого внешнего бака, т
33,6
Масса топлива во внешнем баке, т
708,2
Начальная масса каждого РДТТ, т
Стартовая масса орбитальной ступе¬
513
ни, т
94,5
Масса пустой орбитальной ступени, т
68,2
Посадочная масса, т
81,8
Согласно условиям последнего контракта, проектирование
орбитальной ступени предполагалось вести по 4 августа 1974г.
20-2
155
(стоимость работ 474,4 млн.долл.), после чего NASA должно
было заключить последовательные контракты на следующие
этапы работ. Второй этап (с 4 августа 1974 г.) охватывает
пятилетний период, в течение которого фирма-подрядчик обя¬
зуется изготовить два первых образца орбитальной ступени для
летных испытаний и затем третий образец орбитальной ступени
для первого эксплуатационного полета. Третий этап работ
(имеет общие элементы) со вторым и предусматривает развер¬
тывание производства. Пятый и последний образец орбитальной
ступени фирма Rockwell International поставит NASA в се¬
редине 1982 г. Четвертый этап работ по контракту охваты¬
вает период эксплуатации ВКС с 1982 по 1988 гг.
В конце 1972 г. фирма Rockwell International приступи¬
ла к подготовке субконтрактов на отдельные элементы орби¬
тальной ступени. С этой целью были проведены встречи с по¬
тенциальными субподрядчиками, которых ознакомили с предва¬
рительными условиями и сроками выполнения субконтрактов.
Лишь на одной из этих встреч присутствовало свыше 900
представителей различных авиакосмических фирм. В первой
половине 1973 г. фирма Rockwell International заключила
с четырьмя фирмами контракты на общую сумму 143 млн.долл.
предусматривающие разработку и изготовление четырех основ¬
ных элементов конструкции орбитальной ступени. Отделение
Fairchild Republic фирмы Fairchild Industries получило
контракт на изготовление вертикального стабилизатора
(13 млн.долл.), фирма Grumman Aerospace— на изготовление
крыла (40 млн.долл.), отделение Convair фирмы General Dy¬
namics - на среднюю секцию фюзеляжа с грузовым отсеком
(40 млн.долл.), фирма McDonnell Douglas - на блок двигатель¬
ной установки орбитального маневрирования (50 млн.долл.).
Срок действия каждого контракта - семь лет. Фирма Rockwell
International оставила за собой разработку передней (включая
кабину) и кормовой секций фюзеляжа.
В августе 1973 г. NASA заключило предварительный кон¬
тракт с фирмой Martin—Marietta Corp. на первый этап работ
по созданию внешнего топливного бака для ВКС. Условия конт¬
ракта (начальная стоимость 107 млн.долл.) предусматривают
разработку и изготовление трех опытных образцов и шести
летных образцов бака.
В конце 1973 г. предполагалось заключение контракта с
одной их четырех фирм, участвующих в конкурсе на разработ¬
ку разгонных РДТТ. Согласно условиям контракта работа дол¬
жна проводиться в три этапа. Первый этап (до сентября
156
1979 г.) предусматривает разработку, изготовление и испы¬
тания опытного образца РДТТ, а также поставку необходимого
числа ускорителей для шести рейсов ВКС. Второй этап (нача¬
ло в первой половине 1978 г.) заключается в изготовлении
и ремонте РДТТ для 54 рейсов. Третий этап (начало в июле
1980 г.) состоит в поставке ускорителей для 385 рейсов
ВКС. С группой фирм во главе с Lockheed Propulsion Со. уже
заключен контракт на разработку системы спасения разгонных
РДТТ (стоимость 210 тыс.долл.).
Среди других контрактов, относящихся к этапу С/D созда¬
ния ВКС, можно назвать следующие:
- продление официального контракта на разработку марше¬
вых ЖРД с фирмой Rocketdyne до 29 февраля 1976 г. (пол¬
ная сумма 225,8 млн.долл.);
- контракт с фирмой Pratt and Whitney на поставку 25 ВРД
типа TF 33—Р—7 (для перегона орбитальной ступени к месту
старта будет использоваться комплект из трех таких двигате¬
лей);
- контракт с фирмой Boeing на изучение возможности
перевозки орбитальной ступени с помощью специально спро¬
ектированного транспортного самолета (56 тыс.долл.);
- субконтракт с фирмой LTV Aerospace (отделение Vought
Systems ) на разработку и изготовление большей части теп¬
лозащиты для орбитальной ступени; общая стоимость работ
превысит 30 млн.долл.; первый этап работ охватывает пери¬
од до 1977 г. включительно.
- субконтракт с фирмой United Aircraft Corp. (отделение
Hamilton Standard) ) на разработку элементов бортовой сис¬
темы регулирования характеристики среды (общая стоимость
13,2 млн.долл.);
- субконтракт с фирмой Corning Glass Works (отделение
Special Products) ) на разработку, изготовление и испыта¬
ния остекления кабины экипажа орбитальной ступени; срок
выполнения работ — пять лет, стоимость контракта 6,5млн.долл.
Глава 2
БАЗОВЫЙ ВАРИАНТ ПРОЕКТА ВКС
Проект ВКС со времени утверждения программы в январе
1972 г. претерпел ряд изменений [15^23, 25^-35, 106^-123,
125^-126, 139^141, 213^220, 244^-255]. Приближенные
57
результаты экономического анализа вариантов ВКС привели к
выбору варианта с твердотопливными ускорителями и внешним
топливным баком.
В конце 1972 г. уточненный экономический анализ, выпол¬
ненный NASA и головным подрядчиком орбитальной ступени -
фирмой Rockwell International (RI), показал, что не могут
быть выполнены установленные требования по стоимости одно¬
го рейса. Были разработаны новые предложения по сокращению
массы системы при неизменных тактико—технических характе¬
ристиках. В результате этих предложений появился уточнен¬
ный проект ВКС, одобренный NASA в феврале 1973 г. Этот
проект удовлетворял требованиям по стоимости разработки и
эксплуатации при меньшей массе системы и с достаточным
резервом. Изменения компоновки и отдельных элементов при¬
вели к сокращению стартовой массы ВКС на 20%.
По состоянию на октябрь 1973 г. проект ВКС описывался
следующими параметрами: стартовая масса 1089 т (для дос¬
тавки полезной нагрузки массой 14,5 т на орбиту с накло¬
нением 104 , высотой в перигее 93 км и высотой в апогее
185 км); сухая масса орбитальной ступени 68 т; масса
РДТТ 1056 т; масса внешнего бака 740 т.
В феврале 1974 г. был закончен предварительный обзор
проекта орбитальной ступени. Обзор продолжался около меся¬
ца, и в нем принимало участие 600 представителей N ASA
и фирмы RI . В результате обзора в проект орбитальной сту¬
пени были внесены следующие изменения.
1. Перемещен узел крепления дистанционного манипулятора
и упрощен механизм раскрытия створок люка грузового отсе¬
ка. В дальнейшем может быть установлен второй манипулятор.
2. Подсистема газодинамического управления ориентацией
совмещена с подсистемой орбитального маневрирования и дви¬
гатели газодинамического управления будут располагаться в
задних блоках, общих с двигателями орбитального маневриро¬
вания.
3. Компоновка блоков ЖРД управления ориентацией изме¬
нена, и сами блоки передвинуты вперед по отношению к люку
грузового отсека.
4. Передние блоки ЖРД управления, располагавшиеся ра¬
нее на раскрывающихся панелях, теперь будут установлены
прямо на корпусе.
5. Предусмотрены дополнительные устройства для регу¬
лирования температуры внутри грузового отсека.
6. Число гидравггических подсистем уменьшено с четырех
до трех.
158
Кроме того, NASA приняло решение разработать и изгото¬
вить герметичный туннель, который соединит кабину экипажа
с блоком Spacelab. Ранее предусматривалось, что этот блок
будет размешаться в передней части грузового отсека и не¬
посредственно примыкать к кабине. Однако при таком разме¬
щении центр тяжести орбитальной ступени оказывался сильно
сдвинутым назад из-за большого числа дополнительных полез¬
ных нагрузок, которые приходилось располагать в задней час¬
ти грузового отсека. Поэтому было решено переместить блок
Spacelab в заднюю часть грузового отсека, а дополнительную
полезную нагрузку распределить между блоком и кабиной. Это
привело к необходимости разработки герметичного туннеля для
связи блока с кабиной. В оставшемся пространстве грузового
отсека могут размещаться дополнительный стыковочный узел
для жесткой стыковки, дополнительные комплекты баков для
двигателей орбитального маневрирования, шлюзовая камера
для выхода в открытый космос и орбитальные объекты, кото¬
рые ВКС может попутно выводить на орбиты при выполнении
рейсов с блоком Spacelab.
Утверждены также следующие изменения в конструкции
внешнего топливного бака и разгонных РДТТ.
1. Диаметр бака увеличен с 8,22 до 8,37 м.
2. Упрощена конструкция топливных разъеме».
3. Упрошены узлы стыковки с орбитальной ступенью.
4. В носовой части бака установлены модифицированные
клапаны дренажа жидкого водорода и кислорода.
5. Диаметр РДТТ увеличен до 3,7 м, а длина - до 37,8м.
6. Сокращена длина сопла РДТТ и задней юбки.
7. Упрошены разъемы с фермой обслуживания.
8. Убраны устройства прекращения горения порохового за¬
ряда.
Внешний топливный бак разрабатывает фирма Martin—Mariet¬
ta. В конкурсе на разработку разгонных РДТТ победила фир¬
ма Thiokol Chemical, хотя фирма Lockheed Propulsion опро¬
тестовала решение конкурсной комиссии. Головной подрядчик
на разработку орбитальной ступени - космическое отделение
фирмы RI - заключило субконтракты со следующими фирмами:
McDonnel Douglas Astronautics — гондолы для размещения
двигателей газодинамического управления ориентацией и орби¬
тального маневрирования;
Grumman Aerospace— крыло орбитальной ступени;
General Dynamics/Convair - средняя часть фюзеляжа;'
Intermetric Inc. - усовершенствованный алгоритмический язык
программирования для ЦВМ;
159
Fairchild Republic - вертикальный стабилизатор;
IBM Federal Systems — универсальная бортовая ЦВМ и пре¬
образователь входов-выходов;
Rockwell/Tulsa Div. — створки люка грузового отсека;
Sperry/Flight Systems - аппаратура автоматической посад¬
ки; преобразователь с уплотнителем каналов;
Lockheed Missiles and Space Inc. - высокотемпературная
и низкотемпературная теплоизоляция поверхности обшивки;
LTV Aerospace Corp. — конструкция передних кромок крыла;
United Aircraft Corp./Hamilton Standard - подсистема
очистки атмосферы кабины и контур теплоносителя подсистемы
терморегулирования; блок испарителя для терморегулирования
гидросистемы;
Coming Glass — иллюминаторы и остекление кабины экипажа;
Menasco — амортизаторы носового и центрального шасси и
термозные устройства;
Singer Co./Kearfott — блок инерциальных измерений; пере¬
ходник мультиплексора;
Pratt and Whitney — батарея топливных элементов;
Garrett/Al Research -бачки реагентов силовой установки;
Aerojet Liquid Rocket Со. - двигатели орбитального манев¬
рирования;
Sun strand Corp. - вспомогательная силовая установка;
В.F. Goodrich _ колеса носового и центрального шасси.
План предусматривает закупку NASA трех орбитальных сту¬
пеней. Первый образец должен быть поставлен к концу 1976г.,
второй — в 1978 г. Второй образец будет использоваться для
первого орбитального полета в конце 1978 г. Третий - эксп¬
луатационный образец NASA должно получить в 1980 г. После
завершения программ горизонтальных и вертикальных испыта¬
ний первые два летных образца орбитальной ступени будут пе¬
реоборудованы для последующей эксплуатации в регулярных
рейсах.
По состоянию на февраль 1974 г. в программе было заня¬
то 27 тыс.чел., а к концу 1975 финансового года - до
37 тыс. чел.
По литературным данным ВКС будет иметь следующие тех¬
нические характеристики [2134-220]:
160
Стартовая масса с максимальной полезной нагруэ—
кой, кг
1 992 500
Стартовая тяга, кН
27 316
Максимальная масса полезной нагрузки,
выводимой на орбиту, кг
29 500
Максимальная масса полезной нагрузки,
возвращаемой на Землю, кг
14 500
Объем грузового отсека, м$
365
Высота системы в стартовой конфигура¬
ции, м
59
Число членов экипажа, чел.
3-7 (10)
Продолжительность космических опера¬
ций, сут
7 (30)
Длительность подготовки к следующему
вылету после посадки, ч
160
Максимальный скоростной напор через
52 с после старта, кН/м^
28,25
Параметры орбитальной ступени длина, м
37,2
размах крыла, м
23,8
высота, м
17,4
площадь крыла, м^
250
объем кабины экипажа, м$
73
центровка, %
62^67
аэродинамическое качество на гипер¬
звуковой скорости
1,20
стартовая масса с максимальной полезной
нагрузкой, кг
110 900
сухая масса, кг
68 060
масса экипажа и припасов, кг
550
масса топлива для бортовых двигатель¬
ных установок, кг
9 370
посадочная масса, кг
70 800
Двигательная установка орбитального ма¬
неврирования:
количество двигателей
2
топливо N2O4/ (монометил-
гидразин)
удельный импульс, Н/(кг/с)
3 080
располагаемая характеристическая ско¬
рость (основной комплект баков), м/с
152
сила тяги, кН
Двигательная установка газодинамического
2 х26,7
управления ориентацией и причаливания:
количество двигателей
38
топливо
гидразин
тяга одного двигателя, Н
3 870
Маршевая двигательная установка орби¬
тальной ступени:
21-1
161
количество двигателей
3
тяга каждого двигателя в вакууме, кН
2277
тяга на уровне моря, кН
1668
топливо кислород /водород
удельный импульс, Н/(кг/с)
4550
номинальная продолжительность работы
на один рейс, с
480
степень дросселирования, %
50-109
Бортовая энергоустановка орбитальной
ступени:
количество батарей топливных элемен¬
тов
3
выходная мощность каждой батареи, кВт
7
[средняя)
10
(максимальная)
количество турбогенераторов на гидра¬
зине *
3
выходная мощность каждого генерато¬
ра, кВт
5
частота переменного тока на выходе ге¬
нераторов, Гц
400
количество никель—кадмиевых аккумуля¬
торных батарей
5
емкость каждой батареи, Кл
3,6-104
количество турбоприводов гидросистемы
4
мощность каждого привода, л.с.
150
Бортовая система обработки информации:
общее количество ЭВМ
5
поток информации, кбит/с
128
Точность стабилизации
±0,5°
Точность ориентации в заданном направлении,
град
±0,1
Точность регулирования относительного поло-
жения, км
+ 0,6
Параметры разгонных ускорителей:
количество
2
сила тяги каждого на уровне моря, кН
11830
начальная масса каждого, кг
573700
сухая масса каждого, кг
82500
длина, м
45,4
диаметр, м
3,71
номинальная продолжительность работы, с
120
162
Внешний топливный бак:
начальная масса, кг
734200
конечная масса, кг
31300
диаметр, м
8,38
длина, м
46,85
объем, м3
2090
в том числе для жидкого кислорода
555
для жидкого водорода
1535
2.1 Схема полета ВКС
В процессе подготовки к рейсу в грузовой отсек ВКС ус¬
танавливается полезная нагрузка, ВКС перевозится к старто¬
вой площадке и подвергается проверке в вертикальном поло¬
жении. После включения трех маршевых ЖРД орбитальной сту¬
пени и двух разгонных РДТТ ВКС стартует вертикально и,
поднявшись над фермами обслуживания и пусковой башней,
начинает разворот по крену и отклонение от вертикали (при¬
мерно через 6 с). Разгонные РДТТ отделяются примерно че¬
рез 125 с на высоте 45 км при скорости порядка 1440м/с
и угле наклона траектории около 28°. Орбитальная ступень и
внешний бак продолжают подъем, в то время как отработавшие
РДТТ спускаются на парашютах в океан и затем спасаются
для повторного использования. Спустя примерно 490 с после
старта при дефиците орбитальной скорости около 30 м/с мар¬
шевые ЖРД выключаются и орбитальная ступень отделяется
от внешнего бака. Сразу же включаются ЖРД двигательной
установки орбитального маневрирования, которые к 700-41 с
разгоняют орбитальную ступень до скорости, соответствующей
эллиптической переходной орбите на высоте около 120 км.
Пустой внешний бак падает в выбранный удаленный район оке¬
ана. Через половину витка двигатели орбитального маневриро¬
вания снова включаются и развивают приращение скорости,
достаточное для того, чтобы ВКС остался на круговой орбите
заданной высоты.
После выхода на орбиту экипаж ВКС переключает бортовые
системы па режим орбитального функционирования, который мо¬
жет длиться от нескольких часов до 30 сут. Сложность ор¬
битальных операций может быть самой различной - от простой
доставки ИСЗ на орбиту до встречи с выведенным ранее объ¬
ектом для его обслуживания или проведения широких научных
исследований на борту ВКС. Завершив орбитальные операции,
21-2
163
экипаж включает двигатели орбитального маневрирования и
ВКС тормозится для схода с орбиты. Орбитальная ступень
входит в атмосферу с углом атаки около 30°, вследствие чего
интенсивному нагреву подвергается главным образом нижняя
часть фюзеляжа и крыла. Управление ориентацией осуществля¬
ется сначала с помощью газодинамической системы, которую
постепенно, по мере возрастания плотности атмосферы, заме¬
няют аэродинамические поверхности (руль поворота на верти¬
кальном стабилизаторе и элевоны). Во время переходного пе¬
риода, длящегося несколько минут, обе системы работают од¬
новременно. Экипаж ВКС, пользуясь бортовой системой нави¬
гации и наведения, последовательно проводит ВКС через нес¬
колько номинальных областей целеуказания до высоты около
39 км. После перерыва в связи, вызванного ионизацией при
входе в атмосферу, наземные навигационные средства уточня¬
ют положение и скорость ВКС и передают данные на борт. На
высоте 2CU22 км начинается так называемый процесс гаше¬
ния энергии. Система автоматической посадки обеспечивает
контроль за параметрами движения и горизонтальную посадку
со скоростью 330 км/ч. На рис. 16 показан маневр входа
ВКС в атмосферу с выбором максимального параллакса, где
обозначено: 1 - военно-воздушная база Ванденберг; II - про¬
дольная дальность (х 1,85 км); П1 _ боковая дальность
(х 1,85 км); IV - высота ( х 0,305 км).
Параметры движения для точек на траектории, обозначенных
цифрами в кружках, приведены в табл. 12. Началу входа соот¬
ветствует точка 1; в точке 9 начинается процесс гашения
энергии, рассматриваемый ниже. Максимум скоростного напора
и поперечной перегрузки имеет место в точке 7.
Рис. 16
164
Таблица 12
Время, с
0
190
430
900
1470
1525
1790
1905
1909
Перегрузка,
ед.
0,0
0,005
0,28
0,73
1,01
1,01
1,24
0,86
0,87
Скоростной на¬
пор, кгс/м^
0
1,953
112,3
317,4
473,7
473,7 I
।
1376,8
r 1
737,2
722,6
Скоростной
угол крена,
градусы
-30
-24
-70
-53
-10
-17
-29
10
10
Угол атаки,
градусы
34
34
34
32
30
30
15
10
10
Относительный
угол наклона
траектории,
градусы
-3,82
-0,87
-0,23
-0,34
-0,48
-1,1
-4.6
-8,9
-9,2
Скорость отно¬
сительно воз¬
духа, м/с
7810
7840
7680
6240
2724
2440
985
463
454
Высота, км
122
99,7
76,1
65,3
48,4
46,8
।
27,4
21,8
21,4
Помер точки
на рис. 16
1
2
3
4
5
6
7
8
9
165
Характерные точки на траектории входа в атмосферу (см. рис. 16)
Рис. 17
На рис. 17 изображена прост¬
ранственная схема процесса
окончательного гашения энергии,
которая обеспечивает переход
ВКС из условий конца участка
входа в атмосферу в условия
захода на посадку, где обозна¬
чено: 1 - граница области выхо¬
да на условия процесса гашения
энергии (радиус 9,25 км); 2 -
точка прицеливания при входе в
атмосферу; 3 - след области
прицеливания на высоте 21 км,
обеспечиваемой при управлении
в разомкнутом контуре; 4 -
круги, обеспечивающие выход на требуемый угол курса; 5 —
пересечение с глиссадой планирования для окончательного за¬
хода на посадку; 6 - посадочная полоса; 7 - продольная даль¬
ность ( х!,85 км); 8 - высота (х 0,305 км).
2.2 Полезная нагрузка для ВКС [3-^8, 81+-84,
145^151, 213^-220, 226, 256-j-263]
Постепенно, по мере того как вырисовывался современный
проект ВКС, с помощью широких исследований определялся
облик объектов, которые впоследствии станут полезной нагруз¬
кой для этой системы. В мае 1973 г. эта работа была закон¬
чена н Группа планирования полезной нагрузки для ВКС, сос¬
тоявшая из представителей NASA и других организаций (потен¬
циальных потребителей), выпустила заключительный отчет. От¬
чет издан Центром космических полетов им. Годдарда и сос¬
тоит из сводного тома и 10 томов приложений. Каждый том
приложений содержит результаты исследований соответствую¬
щей подгруппы специалистов в следующих областях: 1) астро¬
номия; 2) физика атмосферы и космического пространства;
3) космическая биология и медицина; 4) астрофизика высоких
энергий; 5) физика Солнца; 6) навигация и связь; 7) наблю¬
дения Земли; 8) физика Земли и океанов; 9) обработка мате¬
риалов и производственные процессы в космосе; 10) косми¬
ческая техника. Результаты указанной работы, а также иссле¬
дования других организаций позволили NASA сформировать свод¬
ную модель транспортных перевозок с использованием ВКС.
166
Эта модель служит основой для формулирования технических
требований к ВКС и позволяет сконцентрировать внимание на
насущных проблемах, связанных с подготовкой полезных наг¬
рузок и проведением соответствующих исследований и разрабо¬
ток. По мере необходимости модель обновляется. За состояние
и достоверность модели транспортных перевозок отвечает От¬
дел интеграции полезных нагрузок и космических полетов
центрального аппарата NASA. Отдел собирает и обрабатывает
запросы на выведение и обслуживание полезной нагрузки, пос¬
тупающие от американских и иностранных правительственных
организаций, университетов, частных исследовательских органи¬
заций и коммерческих фирм. Запросы в соответствующей форме
передаются разработчиками ВКС для оценки возможностей
ВКС по выполнению той или иной космической операции. В тех
случаях, когда для удовлетворения запроса потребителя необ¬
ходимо внести изменения в проект ВКС или в схему операций,
собирается совещание, на котором вопрос подробно обсужда¬
ется. После этого отпел принимает решение о целесообразнос¬
ти включения данной полезной нагрузки или операции в модель
транспортных перевозок.
Министерство обороны США является основным заказчиком
ВКС, и поэтому NASA установило специальные виды связи с
военными организациями. Общая координация осуществляется
Комиссией по транспортной космической системе. Эта комис¬
сия отвечает за то, чтобы способы достижения целей обеих
организаций наилучшим образом удовлетворяли национальным
интересам.
В 1973 г. была разработана модель запусков ВКС на
1979-1990 гг., предусматривавшая проведение 725 операций.
Недавно NASA подготовило новую модель, рассчитанную на
572 рейса ВКС в период 198(^-1991 гг. [213?-220]. При
этом старая модель автоматически отменяется, хотя частично
ее продолжают использовать при ссылках на отдельные опера¬
ции. Новая модель связывает с конкретными операциями лишь
первые шесть экспериментальных и 20 регулярных рейсов, для
которых подробно разработаны состав полезных нагрузок и гра¬
фики выполнения различных функций. Она предусматривает
эксплуатацию парка из пяти ВКС (точнее пяти орбитальных
ступеней), причем в переходный период (возможно, даже до
1983 г.) будут параллельно использовать и одноразовые РН.
Порядок ввода в строй отдельных ВКС следующий:
июнь 1979 г. - первая орбитальная ступень, базирующаяся на
космодроме им. Кеннеди;
167
август 1980 г. - две орбитальные ступени на космодроме
им. Кеннеди;
май 1981 г. - три орбитальные ступени на космодроме им.
Кеннеди;
март 1982 г. - четвертая орбитальная ступень, базирующаяся
на космодроме Ванденберг;
январь 1983 г. - пятая орбитальная ступень, базирующаяся
на космодроме Ванденберг.
В программу включены запуски семи-восьми военных спут¬
ников в год, 226 рейсов с летным блоком Spacelab (макси¬
мум ежегодных запусков - 29 в 1991 г.) и 197 рейсов с
использованием дополнительной ракетной ступени; сначала это
будет одноразовая ступень, а впоследствии многоразовый МТА.
На первые пять лет полетов ВКС предполагается следующий
состав рейсов:
1979 г. - три экспериментальных полета;
1980 г. - всего пять рейсов, в том числе три с дополни¬
тельными ступенями и два с блоком Spacelab;
1981 г. - 15 рейсов, в том числе восемь с дополнитель¬
ными ступенями и шесть с летным блоком;
1982 г. - 24 рейса, в том числе 12 с дополнительными
ступенями и 12 с летным блоком;
1983 г. - 48 рейсов, в том числе 15 с дополнительными
ступенями и 17 с летным блоком.
В период 1984—1990 г. предусматривается ежегодно по
60 рейсов ВКС, в том числе примерно по 20 рейсов с до¬
полнительными ракетными ступенями и от 19 до 29 рейсов с
летным блоком Spacelab.
Как видно из приведенных данных, количество запланиро¬
ванных рейсов с блоком Spacelab составляет весьма значитель¬
ную долю от общего объема перевозок. Блок Spacelab пред¬
ставляет собой обитаемую орбитальную лабораторию, устанав¬
ливаемую в грузовом отсеке ВКС и используемую для прове¬
дения научных и технических экспериментов в космическом
пространстве. Блок может состоять из герметизированного
модуля с различным набором открытых платформ для монтажа
приборов. Предельные варианты компоновки могут быть в ви¬
де одного модуля без платформ и набора платформ без герме¬
тичного модуля. Во время экспериментов все приборы и моду¬
ли остаются присоединенными к блоку Spacelab, хотя их можно
будет выдвигать, развертывать, ориентировать и т.д. Блок
Spacelab разрабатывается фирмой ERNO (ФРГ) под контролем
ESRO (с 30 мая 1975 г. - ESA ) и при сотрудничестве с
168
NASA[ 256-263 ]. С 11 по 15 ноября 1974 г. проходил оче¬
редной контрольный этап разработки - "Предварительный обзор
требований", в ходе которого 12 групп специалистов подробно
рассматривали потребности в изменениях проекта блока и гра¬
фика разработки. В июне 1975 г. был проведен второй конт¬
рольный этап - 'Обзор требований к системам*. На конец
1975 - начало 1976 гг. намечен предварительный обзор про¬
екта, после чего будет проведен 'Критический (окончательный)
обзор проекта'. Поставка технического макета блока заплани¬
рована на 1976 г., первого лабораторного образца - на апрель
1978 г. Первый летный образец блока Spacelab должен быть
поставлен NASA в апреле 1979 г. В настоящее время в разра¬
ботке блока Spacelab участвуют около 700 специалистов, а к
концу 1975 г. их число достигнет 1200+1400. Полная стои¬
мость разработки, распределенная среди западноевропейских
стран, оценивается в 420 млн.долл. Недавно к участию в прог¬
рамме Spacelab присоединилась Австрия, которая взяла на
себя 0,8% стоимости работ.
Применение ВКС совместно с блоком Spacelab [145+151]
открывает широкие перспективы для планомерных научных и
технических исследований в космическом пространстве. В прог¬
рамму исследований входят эксперименты в таких областях,
как астрономия, физика Солнца, астрофизика, космическая био¬
логия и медицина, технологические исследования, связь, нави¬
гация и т.п. В США ответственность за подготовку астроно¬
мических экспериментов для Spacelab возложена на Центр кос¬
мических полетов им. Годдарда; Эймсский научно-исследова¬
тельский центр отвечает за разработку ИК-телескопа с крио¬
генным охлаждением; Научно-исследовательский центр им. Лэн¬
гли готовит технологические эксперименты, а Центр космичес¬
ких полетов им. Маршалла координирует подготовку экспери¬
ментов в области физических исследований. В 1973 г. десять
рабочих групп, организованных NASA,рассмотрели весь диапа¬
зон возможных полезных нагрузок для Spacelab, включая тре¬
бования к компоновке, массам, объемам, энергопотреблению,
скорости поступления информации, точности управления ориен¬
тацией и стабилизации и т.д. Впоследствии характеристики
полезных нагрузок рассматривались с еще большими подроб¬
ностями по отдельным областям.
Среди астрономических приборов, предназначаемых для
установки на блоке Spacelab (главным образом, на открытых
платформах, число которых может достигать пяти), упоминают¬
ся кассегреновские телескопы среднего класса с апертурой
169
22-1
около 1 м, широкоугольная обзорная оптическая камера, теле¬
скоп для поиска удаленных источников излучения, комплект сол¬
нечных телескопов, приборы для регистрации излучений высо¬
ких энергий — от мягких рентгеновских лучей с энергией
100 эВ до гамма-лучей с энергией 100 ГэВ и частиц от элект¬
ронов до трансурановых ядер с энергией от 1 МэВ до
10® МэВ. Для телескопов оптического, УФ—диапазонов в
качестве регистрирующих приборов могут использоваться спект¬
рографы различных типов, фотокамеры, электрографическое за¬
писывающее устройство и т.п. Широкоугольная сканирующая
камера может применяться для оптического исследования Млеч¬
ного пути. Поле зрения такой камеры должно составлять не
менее 60°, точность стабилизации порядка 1+3’, выдержка
от нескольких секунд до 30 мин. Для сканирования дальних
областей космоса целесообразно использовать универсальный
кассегреновский телескоп с широкоугольной камерой Шмидта.
В комплект солнечных телескопов должен входить набор инст¬
рументов для оптических, спектрографических и поляриметри¬
ческих исследований в диапазоне длин волн от 0,8 до ЮООнм.
Желательно наличие оптического телескопа с апертурой 1 м,
светосилой f /35, обеспечивающего угловое разрешение по¬
рядка 0,1' на длине волны 500 нм. Около трех специализиро¬
ванных телескопов потребуется для более коротких волн, а
для самого коротковолнового диапазона может быть использо¬
ван коллиматор Oda с реестровым устройством для развертки
его поля зрения совместно со спектрометрами или поляримет¬
рами. Исследования в области атсрофизики высоких энергий
будут проводиться с помощью рентгеновских и гамма-лучевых
телескопов типа тех, которые входили в комплект ATM и
предназначались для установки на спутнике НЕ АО—В и др. В
целом масса приборов для астрофизических исследований мо¬
жет достигать нескольких тысяч килограмм, длина будет сос¬
тавлять несколько (до пяти) метров, фронтальная площадь до
10 м2, а потребная точность выставки от 0,5° до 3*.
В области технологических исследований комбинация ВКС
с летным блоком Spacelab представляют самые широкие воз¬
можности. Специалисты Научно-исследовательского центра
им. Лэнгли выполнили подробный анализ возможных техничес¬
ких программ и выделили 37 возможных экспериментов для
проведения на борту летного блока. В числе этих эксперимен¬
тов следующие:
— измерение положения с точностью порядка 1 м с исполь¬
зованием микроволнового интерферометра и специальных средств
навигации и положения;
170
— определение направления на Землю, орбитального положе¬
ния и ориентации с помощью голографического устройства сле¬
жения за звездным фоном и наземными ориентирами;
- измерение статистических характеристик затухания сигна¬
лов и оценка аналитических моделей;
— автономная навигация с использованием датчика горизон¬
та;
— трехмерные измерения положения ВКС во время входа в
атмосферу;
- измерения пространственного распределения перистых об¬
лаков и состава аэрозолей в нижней стратосфере с использо¬
ванием лазерного локатора;
— измерение состава атмосферы и загрязнений в атмосфере
с помощью лазерного монохроматора;
— определение узкополосных сигнатур поверхности прибреж¬
ных зон океана с помощью спектрозоналыюго сканирующего
устройства;
— измерение температуры и состояния поверхности океана
с использованием микроволнового радиометра;
— измерение расстояний с точностью + 3 см с помощью
лазерных дальномеров и высотомеров;
- измерение вариаций высоты земной поверхности точностью
до 1 м с помощью микроволнового высотомера;
- обнаружение, идентификация и определение положения
морских судов в процессе подготовки к спасательным опера¬
циям;
- оценка возможности применения радиолокатора с синте¬
тической апертурой для картографирования земной поверхнос¬
ти с орбиты;
— измерение электромагнитной интерференции на орбиталь¬
ных высотах в диапазоне частот от 400 МГц до 15 ГГц;
- испытания больших антенн на орбите;
- испытания активного спектрозонального устройства на
основе спектрофотометра для разведки природных ресурсов;
- измерение пространственных свойств и физических харак¬
теристик ударной волны, образуемой КА в ионосфере;
- образование искусственного бариевого облака над осве¬
щенной стороной Земли для исследования конвекционных процес-^
сов в естественной магнитосферной плазме;
— исследование взаимосвязи между размерами, формой, кон¬
центрацией и составом аэрозольных частиц и оптическими
свойствами аэрозолей при различных метеорологических ус¬
ловиях;
22-2
171
— измерение параметров нейтральных газов в верхней атмо¬
сфере;
- получение количественных характеристик спектров метео¬
ров в УФ-диапазоне спектра (на длинах волн менее 310 нм);
- исследование закономерностей роста колоний бактерий в
невесомости;
— изучение процессов межперсонального обмена микроор¬
ганизмами в условиях невесомости;
- применение электрофореза для измерения электрических
характеристик биологических клеток в невесомости (электро¬
форетическая подвижность, поверхностный потенциал, плот¬
ность поверхностного заряда);
- сбор метеорологических и океанографических данных в
средних широтах южной полусферы;
- опенка характеристик парогенератора в условиях невесо¬
мости;
- испытания перспективной термомеханической системы
преобразования энергии, работающей в цикле Брайтона;
- испытания средств и методов захвата орбитальных объек¬
тов;
- оценка возможностей пиротехнических устройств для про¬
изводственных процессов и ремонтных работ в космосе;
- определение типов, количества, скоростей изменения мик¬
роорганизмов в кабине экипажа;
- оценка воздействия условий космического пространства на
усталостные характеристики материалов и на распространение
усталостных трещин;
— изучение характеристик неметаллических материалов
(эластомеров, покрытий и полимерных пленок) в космическом
пространстве;
— исследование загрязнения оптических, терморегулирующих
и прочих поверхностей, вызванных функционированием систем
ВКС, а также разработка методов для уменьшения и (или)
удаления этих загрязнений.
Летный блок Spacelab обеспечивает следующие параметры
для проведения экспериментов:
172
Объем, м$
13^-26
Внутреннее давление, кН/м^
101,4 ±1,38
Температура, °C
18^-27
Количество тепла, отводимого систе¬
мой терморегулирования, кВт
4,85
Мощность электропитания, кВт
поминальная
4
пиковая
9
Располагаемая энергия, кВт*ч
400^600
Скорость обработки информации, Мбит/с
(плюс два аналоговых канала с часто¬
той записи 6 МГц)
30
Располагаемая масса на эксперимен¬
тальное оборудование, кг
5500
Точность выставки
с помощью системы управления ори¬
ентацией ВКС? угловые градусы
+ 0,5
с помощью дополнительной платформы
угловые секунды
+ 2,0
Точность стабилизации
с помощью системы стабилизации
ВКС, угловые градусы в 1 с
+ 0,01
с помощью дополнительной платформы,
угловые секунды вас
+ 0,01
Располагаемый объем работы экипажа,
чел. ч/сут
52
Рассмотренные здесь эксперименты являются типичными
для той группы исследований, которая наиболее всего выигра¬
ет от их проведения на борту летного блока Spacelab. Стои¬
мость оборудования для этих исследований не превысит соот¬
ветствующих расходе® на аналогичное оборудование при прове¬
дении работ с использованием самолетов — лабораторий. Пол¬
ное время реализации эксперимента - от появления замысла
до Фактического полета- будет составлять не более одного
года.
Ввод в эксплуатацию парка ВКС позволит приступить к
широким исследованиям в области космической медицины.
Ученые впервые получат возможность заниматься научной де¬
ятельностью непосредственно в космосе, полностью отвлекаясь
от вопросов управления КК и его системами. Успеху научных
исследований должны способствовать большое количество спе¬
циального оборудования, значительное пространство, отводи¬
мое под эксперименты, и широкие возможности по обработке
информации. NASA образовало специальную рабочую группу под
руководством заместителя директора по космической медицине
Д. Уитнера для выбора экспериментов, которые будут проводить¬
ся на борту ВКС. В эту группу вошли специалисты из цент¬
рального аппарата NASA,а также представители научно-иссле¬
довательских центров. Эта группа подготовила рекомендации
173
по трем типам медико—биологических полезных нагрузок; 1)
для специализированных рейсов ВКС, когда весь полет посвя¬
щен исследованиям в области космической медицины и биоло¬
гии; 2) для смешанных рейсов, когда на борту проводятся
эксперименты в различных областях; 3) по отделяемым полез¬
ным нагрузкам (медико-биологические спутники). В первом
случае будет использоваться летный блок Spacelab в двух
вариантах: для медицинских исследований и для технике—биоло¬
гических исследований. Летный блок, оборудованный для ис¬
следований в области космической медицины, предназначается
для решения ряда проблем, связанных с полетом пилотируемых
КК. Предусматривается проведение многоуровневых экспери¬
ментов и измерений (человек, животные, ткани, клетки) для
наблюдения изменений на различных уровнях при одних и тех
же вариациях окружающих условий. Летный блок в варианте
оборудования для технико—биологических экспериментов пред¬
назначается для исследования таких вопросов, как взаимодейст¬
вие человека с машиной, оптимизация систем жизнеобеспече¬
ния и средств защиты и т.п. В состав оборудования для обоих
вариантов должны войти средства видеозаписи, биохимические
и биофизические анализаторы, модуль обеспечения радиобиоло¬
гических исследований, средства фиксации образцов, центрифу¬
га диаметром 4,2 м для создания перегрузок до единицы,
модуль медицинских исследований и прочие приборы. Все обо¬
рудование имеет модульное исполнение. В частности, в модуль
медицинских исследований входят анализатор метаболизма, ве¬
лоэргометр, вектор-кардиограф, измеритель расхода воздуха,
набор средств для психологических тестов, устройство для по¬
нижения давления на нижнюю часть тела, ультраскоп и т.д.
В случае смешанных рейсов ВКС медико-биологическая по¬
лезная нагрузка может размещаться непосредственно па борту
ВКС, в его грузовом отсеке или в блоке Spacelab. Для таких
рейсов будут подготовлены три варианта так называемых ми¬
ни-лабораторий, различающихся массой, объемом, энергопотреб¬
лением и количеством входящих в них модулей. Мини-лабора¬
тория А представляет собой набор из шести модулей об¬
щей массой 2304-320 кг с энергопотреблением 800 Вт. Ми¬
ни-лаборатория В состоит из двух модулей, имеет массу
90 кг и потребляет 500 Вт электроэнергии. Наконец, вариант
С представляет собой единый модуль массой 23 кг, потреб¬
ная мощность электропитания для которого составляет 50 Вт.
Медико-биологические полезные нагрузки третьего класса -
отделяемые от ВКС — могут потребоваться в тех случаях, ког¬
174
да продолжительность эксперимента должна превышать орби¬
тальный ресурс ВКС. Одна из предлагаемых концепций преду¬
сматривает создание отдельного спутника BESS (Biomedical
Experiment Scientific Satellite - спутник для научных ис¬
следований в области медицины и биологии). Каждый из спут¬
ников будет иметь собственные служебные системы с ресурсом
до 6 мес. В качестве примеров таких объектов можно назвать
биоспутник с двумя обьезъянами на борту или спутник для
отработки дистанционных манипуляторов (при управлении с бор¬
та ВКС или с Земли).
Большая группа стандартизованных полезных нагрузок для
ВКС разрабатывается по программе EOS (Earth Observatory
Satellite - спутник для наблюдения Земли). Задачи этой прог¬
раммы состоят в выявлении областей применения ИСЗ, форми¬
ровании требований к оборудованию и операциям и увязке соот¬
ветствующих вопросов с потребностями различных федеральных
агенств применительно к следующим направлениям:
1) исследование природных ресурсов Земли;
2) идентификация и контроль загрязнений Земли и атмосфе¬
ры;
3) накопление информации для уточнения процессов, проис¬
ходящих в океане и атмосфере, взаимодействия океане» и ат¬
мосферы, динамики образования береговой линии и т.д.;
4) продолжение разработки синоптических методов для
уточнения глобального прогнозирования погоды.
Работа проводится Центром космических полетов им. Год¬
дарда и рядом промышленных фирм под руководством Отдела
прикладных исследований центрального аппарата NASA. В про¬
цессе разработки учитываются необходимость создания новых
средств измерения, модульный подход к построению служебных
и информационных систем спутников и обеспечение возможнос¬
ти снижения стоимости космических операций. Предложенный
Центром им. Годдарда подход заключается в стандартизации
модулей на уровне подсистем. Разработаные по программе
модули можно будет использовать и для других программ. Мо¬
дули можно компоновать для образования спутника различной
формы применительно к различной форме, размерам и объему
полезной нагрузки. Размеры каждого модуля приняты стандарт¬
ными, равными 1,21 х 1,21 х 0,45 м, располагаемая масса
полезной нагрузки до 270 кг. Стандартизованы также меха¬
нические узлы крепления, электроразъемы и потребности в тер¬
морегулировании. Такой подход обеспечивает следующие пре¬
имущества:
175
1) компоновка спутника не чувствительна к размерам полез¬
ной нагрузки;
2) модульный спутник может запускаться как с помощью
ВКС, так и PH; Titan и Delta;
3) спутник может обслуживаться на орбите на уровне под¬
систем (ремонт, замена отдельных модулей и т.д.).
Типичный спутник класса EOS будет содержать три слу¬
жебных модуля-подситемы: 1) энергоснабжения; 2) управления
ориентацией; 3) связи и обработки информации. Эти модули
устанавливаются на общей конструкции, передающей действую¬
щие на них нагрузки непосредственно к носителю. Аналогично
монтируются целевые подсистемы, для установки которых ис¬
пользуется отдельная несущая конструкция. Обе несущие
конструкции (служебных и целевых подсистем) соединяются
кольцевой конструкцией, под которой устанавливается блок
корректирующей двигательной установки. Модуль энергоснабже¬
ния содержит требуемое количество отдельных аккумуляторных
батарей емкостью по 20 А*ч каждая (до шести батарей). К
модулю крепятся панели солнечных элементов. В модуле уп¬
равления ориентацией имеются гироскопическая система отсче¬
та ориентации и астроориентатор. Этот модуль может взаимо¬
действовать с комплектом инерционных маховиков и реактив¬
ных двигателей для обеспечения точности выставки порядка
0,01° и точности стабилизации 2.1СГ"® град/с. Подсистема
связи и обработки информации включает в себя бортовую ЦВМ,
приемоотвегчик, всенаправленную антенну, а также телеметри¬
ческое оборудование. Объем памяти бортовой ЦВМ составит
16+24 тыс. слов. Елок корректирующей двигательной установ¬
ки состоит из двух цилиндрических секций. Первая секция
содержит до восьми сферических баков со сжатым азотом. К
периферии секции крепятся 16 реактивных сопел для газоди¬
намического управления ориентацией по тангажу, крену и ры¬
сканию. Вторая секция содержит собственно корректирующий
двигатель.
В процессе разработки подхода к модульным полезным наг¬
рузкам прикладного назначения для ВКС и одноразовым РН
были сформулированы общие требования к семи общим классам
спутников данного типа. Эти требования приведены в табл. 13.
Аналогичный набор модульных спутников, предложенный
фирмой Grumman, показан на рис. 18: спутники EOS-Ан EOS-B
для разведки природных ресурсов; спутник EOS—С для конт¬
роля за загрязнением водных ресурсов с использованием элект¬
рооптических сканирующих устройств; геостационарный вариант
176
Точность
стабилиза¬
ции,
х 10-6
град/с
1
1
1
2
0,46
10
0,93
Точность
выставки,
градусы
0,01
0,01
0,01
0.01
- Г — ' -
0,0016
0,25
0,0014
Скорость
поступления
информации,
Мбит/с
160
300
420
1.1
I Г
60
36
5-10”3
Энергопот¬
ребление,
Вт
200
180
450
268
750
350
174
Масса по¬
лезной наг¬
рузки, кг
456
699
1213
227
1215
385
854
Высота и
наклонение
орбиты
705 км,
полярная
705 км,
полярная
670 км,
полярная
1680 км, ге-
лиосинхронная
геостационар¬
ная экватори¬
альная
705—800 км
полярная
512—658 км,
29-33°
Операция
Наблюдение
Земли - А
Наблюдение
Земли - В
Разведка морских
ресурсов
Метеорологические и
климатические иссле¬
дования
Наблюдения
Земли - С
Океанографические ис¬
следования
Исслг.-довг ffl Солнца
23-1
177
Требования к модульным спутникам поикладного назначения
Таблица 13
Рис. 18
спутника EOS для изучения динамики процессов в окружаю-
шей среде с использованием большого оптического телескопа;
спутник для исследования Солнца в период максимума солнеч¬
ной активности (на борту установлен комплект солнечных те¬
лескопов); спутник для изучения динамики океанов с помощью
радиолокационного оборудования (радиовысотомер, радиолока¬
ционный скаттерометр, многочастотный микроволновый радио¬
метр, радиолокатор с синтетической апертурой); спутник для
исследования гамма-излучения; метеорологический спутник для
запуска в 1983 г.; стандартная часть, состоящая из модулей
служебных подсистем.
Все перечисленные спутники, хотя и могут запускаться од¬
норазовыми РН, будут впоследствии обслуживаться на орбите
или возвращаться на Землю с помощью ВКС. Спутникам, кото¬
рые будут запускаться PH Delta, придается треугольная фор-
178
ма, чтобы они могли разместиться в сравнительно узком го¬
ловном обтекателе этой ракеты. Спутники, совместимые с РН
Titan, имеют коробчатую ферменную несущую конструкцию. Ос¬
новные специфические требования к отдельным классам спут¬
ников могут включать:
1) увеличенную полосу пропускания системы обработки ин¬
формации (спутники для наблюдения Земли и разведки морских
ресурсов);
2) дополнительные аккумуляторные батареи и увеличенную
площадь панелей солнечных элементов (спутники для разведки
морских ресурсов и метеорологические спутники);
3) увеличенные размеры инерционных маховиков (спутники
для разведки морских ресурсов, метеорологические спутники,
спутники для исследования Солнца);
4) дополнительные баки с топливом для корректирующей
двигательной установки (метеорологические и океанографичес¬
кие спутники, спутники для разведки морских ресурсов).
В октябре 1974 г. были закончены подробные разработки
проектов модульных полезных нагрузок, проводившиеся фирма¬
ми Electric, Grumman Aerospace ц TRW по контрактам с Цент¬
ром космических полетов им. Годдарда. При разработке фирма
Grumman придерживалась следующих критериев:
1) максимальное использование существующего оборудова¬
ния, особенно тех образцов, которые хорошо себя зарекомен¬
довали в предшествующих космических программах;
2) реализация модульного подхода к сборке и испытаниям
для снижения общей стоимости проверок и испытаний;
3) проектирование под заданную стоимость (в данном слу¬
чае 4—6 млн.долл.).
Рассматриваемый спутник предназначается для исследова¬
ния природных ресурсов Земли и на 75^-80% состоит из уже
имеющегося оборудования, большая часть которого успешно
эксплуатировалась на спутниках N ASA и министерства обороны.
Здесь имеется в виду лишь оборудование, относящееся к слу¬
жебным системам, которое образует стандартную часть. Эта
часть имеет массу 620 кг, включая 10% резерва. Специа¬
лизированные системы составляют целевую часть спутника,
масса которой может достигать 11 000 кг. Чтобы спутник
мог обслуживаться ВКС, на нем устанавливаются сегментиро¬
ванная кольцевая конструкция (дополнительная масса 12 кг) и
механизмы фиксации для замены модулей (дополнительная
масса 24 кг).
В проекте фирмы Grumman полностью выполнены требова—
23-2
179
ния, предъявляемые к спутникам класса EOS Центром косми¬
ческих полетов нм. Годдарда. В дополнение к указанным тре¬
бованиям стандартная часть спутника обладает следующими ха¬
рактеристиками:
1) модуль управления ориентацией может получать сигналы
от датчиков полезной нагрузки (например, от телескопа, аст-
роориентатора на независимой подвеске или других специальных
чувствительных элементов), если потребуется повысить точ¬
ность выставки;
2) модуль энергоснабжения обеспечивает среднюю электри¬
ческую мощность 1500 Вт, а в пиковом режиме - до 3500Вт,
эту мощность можно удвоить путем добавления батарей, уве¬
личения площади солнечных панелей и установки дополнитель¬
ных зарядных устройств;
3) в настоящем проекте предусматриваются жесткие пане¬
ли солнечных элементов, но при возникновении дополнительных
требований к массе или компоновке можно перейти к использо¬
ванию гибких панелей;
4) модуль корректирующей двигательной установки содер¬
жит набор двигателей на гидразине для изменения ориентации
спутника и коррекции его орбиты; предусмотрена возможность
у 'тановки двигателей с различной силой тяги в диапазоне
0,45-^340 Н в зависимости от назначения.
Проведенный фирмами экономический анализ показал целе¬
сообразность использования ВКС для орбитального обслужива¬
ния прикладных спутников с большим ресурсом. На рис. 19
представлена стоимость программы для спутников EOS—В при
реализации различных режимов обслуживания, где обозначено
1 — только выведение и развертывание спутника на орбите;
2 — возвращение спутника на Землю после выработки им ре¬
сурса (средняя длительность работы 2,75 лет); 3 - орбиталь¬
ное обслуживание с заменой модулей; 4 - распределенная сто¬
имость программы [ млн.долл.]; 5 - полная продолжительность
реализации программы [ годы ].
На рис. 20 и 21 представлены обобщенные данные, харак¬
теризующие экономию на спутниковых программах при исполь¬
зовании ВКС для обслуживания. При построении графиков при¬
нимались следующие допущения:
1) время непрерывной работы системы 10 лет;
2) принимаются во внимание только текущие расходы на
эксплуатацию систем (без стоимости разработки);
3) максимальный коэффициент загрузки ВКС составляет
70%;
180
Рис. 19
Рис. 20
4) интервал времени между последовательными посещения¬
ми спутника на орбите не менее 90 сут;
5) посещение спутника для его ремонта или доставки на
Землю производится только при наличии отказа какой-либо из
его подсистем.
На рис. 20 использованы следующие обозначения: 1 — од¬
норазовые спутники, запускаемые обычными РН; 2 — однора¬
зовые спутники, выводимые на орби¬
ты ВКС; 3 - доставка спутника на
Землю ВКС и ремонт его на Земле;
4 — обслуживание на орбите с по¬
мощью ВКС; 5 — стоимость опера¬
ции [ млн.долл.]; 6 — типичный рас¬
четный ресурс; 7 — среднее время
наработки на отказ [мес]. На рис. 21
обозначено: 1 - система из двух
одноразовых спутников; 2 - наземное
обслуживание (снятие с орбиты с по¬
мощью ВКС); 3 - обслуживание на
орбите; 4 — один одноразовый спут¬
ник; 5 - стоимость программы
[ млн.долл.] ; 6 — относительный объем
работ по ремонту или замена отдель¬
ных модулей, в % по отношению ко
всем’ подсистемам; — система из
одного спутника - 10 лет непрерывной
Рис. 21
181
эксплуатации; система из двух спутников — 10 лет непре¬
рывной эксплуатации.
Рис. 20 построен на основании исследований, проведенных
фирмами Grumman, General Electric и TRW; рис. 21 построен
по данным фирмы Aerospace Corp. Как видно из графиков,
экономические исследования проводились для следующих четы¬
рех способов осуществления операций:
1) одноразовые спутники запускаются обычными РН, и по
мере выхода спутников из строя производится запуск нового
спутника;
2) спутники остаются одноразовыми, но их замена новыми
производится с помощью ВКС;
3) спутники выводятся на орбиту ВКС и по мере выхода
их из строя доставляются на Землю и после ремонта вновь
выводятся на орбиту;
4) ВКС проводит ремонт или замену отказавших модулей
непосредственно на орбите.
Четвертый режим является наиболее выгодным: при 10—лет¬
ней продолжительности программы и среднем времени нара¬
ботки на отказ два года максимальная экономия составляет
50 млн.долл, (или 20 млн.долл, по сравнению с режимами
наземного ремонта).
Типичная операция орбитального обслуживания будет начи¬
наться запуском ВКС, имеющего на борту запасные модули и
специальные механизмы для их установки. Так как все эти
системы будут занимать лишь часть грузового отсека, остав¬
шийся объем может использоваться для выведения дополни¬
тельного спутника. Орбитальная ступень ВКС осуществляет
встречу со спутником, подлежащим ремонту, приближается к
нему на расстояние около Эми стабилизирует относительное
положение. После оценки экипажем безопасности ситуации про¬
изводятся захват спутника концевым эффектором манипулятора
орбитальной ступени и перемещение его в необходимое поло¬
жение над грузовым отсеком, где осуществляется жесткая
стыковка спутника с приемной частью механизма замены. За¬
мена модулей производится автоматически под контролем со
стороны экипажа ВКС. После замены спутник отстыковывает¬
ся; манипулятор выводит его из грузового отсека на безопас¬
ное расстояние и там отпускает захват. На рис. 22 показы-
ны орбитальная ступень и прикладной спутник в процессе заме¬
ны модуля.
Систему дистанционных манипуляторов для орбитальной сту¬
пени и механизмов замены разрабатывают Космическое отде-
182
Рис. 22
пение фирмы Rockwell International и группа канадских фирм
во главе с фирмой SPAR Aerospase Products совместно с
Центром космических полетов им. Годдарда. Канадская груп¬
па, куда помимо SPAR входят САЕ Electronics, RCA и Науч¬
но-исследовательский центр связи ( Оттава), получила от
NASA отдельный контракт на разработку манипуляторов. Сог¬
ласно условиям контракта канадское правительство оплачивает
разработку манипуляторов (около 30 млн.долл.) и поставку
первого летного образца. Последующие летные образцы NASA
закупает у Канады на собственные средства.
Фирма Rockwell отвечает за разработку механизмов фик¬
сации спутника и замены модулей. Центр им. Годдарда прово¬
дит исследование модульных концепций спутников применитель¬
но к орбитальному обслуживанию. Вся работа по созданию
системы орбитального обслуживания прикладных спутников осу¬
ществляется указанными организациями в тесном сотрудничест¬
ве, необходимость которого определяется сильной взаимозави¬
симостью между компоновкой спутника, схемой манипулятора
и конструкцией механизма замены.
183
Ниже описываются принципы работы системы орбитального
обслуживания спутников.
Замена модулей может производиться космонавтами при вы¬
ходе их в открытый космос, с помощью дистанционного манипу¬
лятора орбитальной ступени и специализированным механизмом-
манипулятором. Специализированный механизм целесообразно
использовать для замены модулей—подсистем, в то время как
с помощью манипулятора орбитальной ступени удобнее монти¬
ровать панели солнечных элементов и антенны, а также осу¬
ществлять захват спутника, стыковку и расстыковку. Выход в
открытый космос остается в качестве резервного режима ор¬
битального обслуживания. Сравнительные характеристики мани¬
пулятора орбитальной ступени и механизма замены модулей
приведены в табл. 14.
Специалисты фирмы Grumman провели серию подробных кон¬
струкционных и экономических расчетов для оценки влияния
наличия системы орбитального обслуживания иа характеристики
будущих прикладных спутников серии EOS. На основании этих
расчетов были сделаны следующие выводы.
1. Увеличение массы спутников при наличии системы орби¬
тального обслуживания будет незначительным и составит (без
учета массы двигательной установки для изменения орбиты):
- 27-32 кг для случая, когда спутник только выводится
на орбиту ВКС;
- 32-36 кг для случая, когда спутник выводится и за¬
тем возвращается на Землю ВКС;
- 90-140 кг для режима обслуживания на орбите.
2. Дополнительные расходы на программу EOS за счет
изменения проекта для совместимости с ВКС по сравнению с
обшей стоимостью программы невелики и составят (текущие
эксплуатационные расходы на один спутник);
- 0,5 млн.долл. для режима выведения;
- 0,9 млн.долл. для режима выведения и возвращения;
- 1,3 млн.долл. для режима орбитального обслуживания.
3. Энергетические возможности ВКС вполне достаточны
для обслуживания всех спутников серии EOS , кроме геостаци¬
онарного варианта, для которого потребуется использование
МТА.
4. Все варианты компоновки спутников EOS » а также все
дополнительное оборудование, входящее в состав системы ор¬
битального обслуживания, удовлетворяют ограничениям по объ¬
ему грузового отсека и центровке орбитальной ступени.
184
Характеристики манипуляторов
24-1
185
Специализированный механизм—ма
нипулятор для замены модулей
136
27 (системы)
±0,6 (под нагрузкой)
±25°
2,5 (без нагрузки - максимум)
0,25 (при работе с модулем)
0,6 (при скорости 2,5 см/с,
массе модуля 410 кг)
200 по оси X
250 по оси Z
До девяти модулей
Четыре степени свободы
Обратная связь по усилию
Визуальный контроль положения
Манипулятор орбитальной сту¬
пени
45 (концевой эффектор)
1,79 (жесткость рычага)
1
- 5 1статическая
± 5™. без нагрузки
45 (без нагрузки)
60 (с нагрузкой 29,5т)
75 (при нагрузке 29,5 т)
3 (при нагрузке 360 кг и
скорости 60 см/с)
1500
нет
Семь степеней свободы
Сдвоенное управление
Характеристики
Усилие, Н
Жесткость, даН/см
Точность перемещения
линейная, см
угловая
Скорость перемещения, см/с
Дистанция останова, см
Достижимое расстояние, см
Возможность хранения пред¬
метов
Дополнительные особенности
Таблица 14
5. С точки зрения общей стоимости программы экономичес¬
ки целесообразна высокая степень резервирования подсистем
спутников.
6. Для всех спутников серии EOS с ресурсом более двух-
трех лет предпочтительным режимом использования ВКС явля¬
ется режим орбитального обслуживания. При меньшем ресурсе
ВКС имеет смысл использовать только для выведения.
7. При любом режиме использования ВКС целесообразно
осуществлять рейсы не по заранее намеченному жесткому
графику, а по мере выхода спутников из строя.
8. Экономически выгодно снабжать спутники EOS собствен¬
ными двигательными установками для перехода с ниэковысот—
ной орбиты ожидания ВКС на рабочую орбиту и обратно, чем
непосредственно доставлять эти спутники на рабочую орбиту
ВКС.
До сих пор в основном рассматривались полезные нагрузки,
для выведения, обслуживания и возвращения которых достаточ¬
но энергетических возможностей ВКС. Однако, как следует из
последней модели транспортных перевозок, большая группа
полезных нагрузок (в частности, геостационарные спутники и
межпланетные аппараты) потребуют использования дополнитель¬
ных ракетных ступеней или МТА. NASA и министерство оборо¬
ны США заключили соглашение, в соответствии с которым ми¬
нистерство обороны взяло на себя доработку одной из сущест¬
вующих ракетных ступеней в качестве промежуточного варианта
межорбитального аппарата, в то время как NASA приступит
к созданию многоразового варианта МТА с высокими энергети¬
ческими характеристиками, который войдет в строй к .1984 г.
Предварительными исследованиями промежуточного варианта до¬
полнительной ракетной ступени по контрактам министерства
обороны занимаются пять фирм: Boeing, General Dynamics, Lock¬
heed, Martin Marietta и McDonnell Douglas. Выбор ра¬
кетной ступени из пяти альтернатив намечен на конец 1975 г.
Какую именно ступень выберут ВВС, пока неясно, однако
NASA обеспокоено возможностью того, что выбранная ступень
окажется недостаточной по своим энергетическим характерис¬
тикам для обеспечения межпланетных запусков до 1984 г.
Судя по высказываниям представителей ВВС, такая возмож¬
ность вполне реальна, и тогда NASA придется проводить допол¬
нительные доработки ступени: например, устанавливать вспо¬
могательный РДТТ или увеличивать объем баков. Наиболее
предпочтительным вариантом для NASA является ступень Сеп—
186
taur, которая позволяет выполнить некоторые из запланиро¬
ванных межпланетных запусков с борта ВКС без всякой до¬
работки и все межпланетные запуски при наличии дополнитель¬
ного перигейного двигателя. Остальные варианты ступеней пот¬
ребуют доработки в любом случае.
Следует упомянуть, что одновременно с перечисленными
выше пятью фирмами аналогичную работу по проектированию
промежуточного варианта дополнительной ступени для ВКС ве¬
дет Центр космических полетов им. Маршалла, которому отпу¬
щено на эти цели 150 тыс.долл. Проект центра, вероятно, бу¬
дет конкурировать с проектами промышленных фирм, хотя офи¬
циально он и не участвует в конкурсе.
Среди всех рассматриваемых NASA межпланетных операций
наибольших энергетических затрат требует запуск КА класса
Mariner к Юпитеру с выходом на орбиту вокруг планеты. Эта
операция по своим энергетическим характеристикам превос¬
ходит возможности даже такой РН, как Titan HIE/Centaur. Оче¬
видно поэтому срок осуществления этой операции был перене¬
сен с 19 81 на 19 85 г., когда по плану будет готов к эксплу¬
атации более мощный МТА. В остальном программа межпланет¬
ных запусков, заявленная NASA весной 1975 г., выглядит
следующим образом.
1. Первый запуск межпланетного аппарата с использовани¬
ем ВКС запланирован на 19 80 г. Этот аппарат будет пред¬
ставлять собой модифицированный вариант автоматической меж¬
планетной станции Pioneer или новый аппарат такой же массы
для выхода на орбиту вокруг Юпитера и пуска отделяемых
зондов в атмосферу планеты.
2. Запуск КА вне плоскости эклиптики с пертурбационным
маневром в гравитационном поле Юпитера — 1980 г.
3. Запуски аппаратов типа Pioneer и Mariner к Марсу
(без мягкой посадки) для уточнения информации, которую к
этому времени предполагается получить от посадочных аппара¬
тов Viking - До 19 83 г.
4. Полет автоматической станции с солнечно—электроракет¬
ной двигательной установкой малой тяги вне плоскости эклип¬
тики для исследования Солнца — 1984 г.
5. Запуск межпланетного аппарата типа Mariner с выходом
на орбиту вокруг Юпитера — 19 85 г.
6. Встреча автоматической межпланетной станции, снаб¬
женной солнечно—электроракетной двигательной установкой, с
кометой Темпля - запуск в 1986 г.
24-2
187
7. Доставка на Землю образцов марсианского грунта с по¬
мощью автоматической системы — начало операции в 1989 г.
На участие в осуществлении первых двух запусков претен¬
дует Европейское космическое агентство ESA. В настоящее
время рассматривается возможность одновременного запуска
двух КА вне плоскости эклиптики с помощью комбинации ВКС-
ракетная ступень Centaur, причем один из аппаратов может
быть целиком разработан ESA. По оценкам NASA, стоимость
запуска (без учета стоимости разработки самих межпланетных
аппаратов) составит 22 млн.долл. Оба аппарата будут снача¬
ла нацелены на Юпитер, но один из них пройдет над северным,
а другой над южным полюсом планеты, после чего аппараты
перейдут на орбиты, наклоненные к плоскости эклиптики. При
использовании модифицированной ступени Centaur длиной 9,46 м
оба аппарата могут быть выведены на орбиту с точкой мак¬
симального удаления от плоскости эклиптики на 79° гелиоцент¬
рической широты, а в случае применения обычного вапианта
ступени длиной 7,36 м, но с дополнительным РДТТ ТЕ—М—364—
2 точка максимального удаления будет находиться на 61°
гелиоцентрической широты. Исследуется также вариант исполь¬
зования двух ступеней Tran stage (достижимая гелиоцентричес¬
кая широта 57°). Пертурбационный маневр рассчитывается
так, чтобы один межпланетный аппарат пролетел затем над
южным полюсом Солнца, а другой — над его северным полю —
сом. На борту каждого аппарата будет находиться около
30 кг полезной нагрузки.
Среди геостационарных спутников 80-х годов, подлежа¬
щих выведению и обслуживанию с помощью транспортной кос¬
мической системы (т.е. парка ВКС и МТЛ), наиболее полно
будут, очевидно, представлены спутники связи. Специалисты
фирм Fairchild Space and Electronic Co, и Electromagnetic
Systems Laboratories предприняли подробное исследование для
оценки совместимости существующих связных спутников с
транспортной космической системой и возможностей перепро¬
ектирования спутников применительно к характеристикам сис¬
темы. В качестве эталонных образцов были выбраны спутни¬
ки ATS—F (после запуска 30 мая 1974 г. получил обозна¬
чение ATS—6 ) и коммерческий операционный спутник связи,
(CCS—commercial Communications Satellite), разработанный
совместно фирмами Fairchild Industries и TRW для системы
связи, создаваемой корпорацией RCA. Спутник ATS—6 пред¬
назначен не только для связи, но и для проведения серии экс¬
периментов в области метеорологии, фундаментальных наук и
188
прикладных технологических исследований. Основные задачи
этого запуска состояли в следующем:
1) демонстрация возможности развертывания в космосе па¬
раболической антенны диаметром 9 м;
2) оценка пространственной стабилизации по всем трем
осям;
3) проведение технологических экспериментов.
Подсистема связи рассчитана на выполнение экспериментов
в области управления воздушным движением, картографирова¬
ния радиочастотного фона Земли в диапазоне С , исследова¬
ние распространения миллиметровых волн в атмосфере и оценку
возможности ретрансляции данных и телевизионных изображе¬
ний со спутников, а также сопровождения спутников с орбиты.
Спутник CCS имеет на борту 24 приемоотвегчика с шири¬
ной полосы 34 МГц с многократным использованием часто¬
ты. Развертываемые в направлении Солнца панели солнечных
элементов обеспечивают начальную мощность электропитания
830 Вт. Точность регулирования орбитального положения по
широте и долготе составляет 0,1°. Расчетный ресурс 7 лет.
Спутник рассчитан на выведение с помощью PH Delta 3914,
которая доставляет его на вытянутую эллиптическую орбиту с
высотой в апогее, соответствующей высоте геостационарной
орбиты. В апогее переходной орбиты включается собственный
апогейный РДТТ спутника, обеспечивающий достижение круго¬
вой орбитальной скорости.
Требуемый объем доработок для обоих спутников примени¬
тельно к транспортной космической системе оказался незначи¬
тельным, относящимся лишь к обеспечению повышенных требо¬
ваний к безопасности (увеличение прочности баков, модифика¬
ция некоторых электроцепей и вывод предупредительных сиг¬
налов). Для спутн”ка ATS—6 объем соответствующих капита¬
ловложений составляет около 500 тыс. долл, при первоначаль¬
ной стоимости 120 млн.долл., а текущие расходы на каждый
спутник увеличиваются на 250 тыс.долл. (первоначальные экс¬
плуатационные расходы 26 млн.долл.). Для коммерческого
спутника капиталовложения увеличиваются па 300 тыс.долл.
(первоначальная стоимость 29 млн.долл.), а текущие расхо¬
ды - также на 300 тыс.долл.(начальные расходы—9 млн.долл.).
Механические доработки ATS—б будут заключаться в умень¬
шении его высоты на 0,9 м для того, чтобы он мог помес¬
титься в грузовом отсеке ВКС вместе с МТА. Для этого
достаточно сделать развертываемой штангу магнитометра в
верхней части спутника. Кроме того, предусматриваются ме—
189
ханизм отделения от транспортного аппарата и другие незна¬
чительные детали.
Применение транспортной космической системы для выведе¬
ния коммерческого спутника связи позволит отказаться от
применения на нем апогейного РДТТ и специальных навига¬
ционных средств и механизма остановки вращения. Следует
упомянуть о том, что комбинация ВКС с МТА может вывести
на геостационарную орбиту сразу три коммерческих спутника.
Однако возможности транспортной космической системы делают
целесообразным более существенные изменения проекта спутни¬
ка. Поэтому на следующем этапе исследований рассматривались
следующие варианты: 1) 'одноразовый' спутник, который вы¬
водится на геостационарную орбиту транспортной системой,
но затем не посещается для ремонта или для возвращения;
2) 'возвращаемый' спутник, который после выработки ресур¬
са или отказа подсистем может быть доставлен на Землю для
ремонта и повторного запуска; 3) 'обслуживаемый' спутник,
который ремонтируют непосредственно на орбите с помощью
дистанционного манипулятора, устанавливаемого на межорби¬
тальном аппарате. Для первого варианта был выбран проект
спутника с двойным вращением (высота спутника 366 см, диа¬
метр 442 см). Солнечные элементы размешены на боковых
гранях корпуса. Несмотря на увеличенные размеры спутника,
остается возможным парный запуск. При необходимости этот
же спутник может быть доработан для обеспечения возможнос¬
ти стыковки с ним МТА и возвращения на Землю.
Параметры обслуживаемого варианта спутника в стартовой
конфигурации: ширина 422 см, длина 180 см, масса 610 кг.
Спутник стабилизируется по всем осям; панели солнечных эле¬
ментов могут разворачиваться на Солнце. Северная и южная
грани спутника в течение полугода вообще не освещаются
Солнцем, а в остальное время угол падения солнечных лучей
составляет для них не более 23°. Поэтому на этих гранях раз¬
мещены элементы с наибольшим тепловыделением. Восточная
и западная грани спутника имеют термоизоляцию. При необхо¬
димости замены какого-либо модуля от него сначала отключа¬
ется питание. Затем механизм, размешенный на МТА, извле¬
кает этот модуль и ставит на его место новый. Чтобы спутник
при этом не отключался полностью, родсистемы телеметрии,
приема команд и энергораспределения выполнены резервирован¬
ными: каждая из них состоит из двух модулей; один команд¬
ный модуль может быть отключен только через другой команд¬
ный модуль, и ни один из командных модулей не может от-
190
ключить питающий его модуль энергораспределения. Для обеспе¬
чения инерционного и теплового баланса спутник выполнен
почти идеально симметричным.
Для обоих рассмотренных вариантов коммерческого спутни¬
ка связи экономия на капиталовложения составит около
2 млн.долл., а экономия на каждом спутнике может достигать
1 млн.долл. С другой стороны, в случае варианта с орбиталь¬
ным обслуживанием дополнительные капиталовложения могут
достигать 4 млн.долл., а эксплуатационные расходы могут
увеличиться на 1 млн.долл. в расчете на один спутник. Таким
образом, можно заключить, что для рассматриваемого класса
спутников вряд ли можно будет добиться какой-либо эконо¬
мии. Очевидно, что преимущества использования транспортной
космической системы могут сказаться лишь через улучшение
рабочих характеристик связных спутников и расширение эксп¬
луатационных возможностей систем связи. Тот же вывод, по-
видимому, будет справедлив и для научных геостационарных
спутников.
Все три варианта спутника (невоэврашаемый, возвращае¬
мый и обслуживаемый на орбите) имеют практически одинако¬
вый общий вид. В случае варианта с орбитальным обслужива¬
нием блок служебных систем состоит из 25 (5x5) модулей,
а блок целевых систем - из 9 (3x3) модулей.
Обслуживание как научных, так и связных геостационарных
спутников должно производиться по мере появления неисправ¬
ностей, а не по жесткому графику. Для научных спутников
применение транспортной космической системы открывает
еще более широкие возможности, так как позволяет с тече¬
нием времени заменять приборы и подсистемы для проведе¬
ния новых серий экспериментов на базе того же спутника.
Тем не менее орбитальное обслуживание спутников связано с
дополнительными капиталовложениями и ростом эксплуатаци¬
онных расходов. Поэтому окончательный вывод о целесообраз¬
ности ремонта геостационарных спутников на орбите можно бу¬
дет сделать лишь после оценки прибыли, которую принесет
расширение операционных возможностей спутниковых систем.
2.3. Аэродинамика ВКС [123, 152, 243 ]
В процессе создания ВКС орбитальная ступень претерпева¬
ла ряд изменений, объясняемых, с одной стороны, изменением
191
требований к ней, а с другой - результатами проводимых па¬
раллельно исследованиями по улучшению ее аэродинамических
характеристик.
При выборе одного из первых вариантов, когда уже был
определен общий облик проекта, проводились исследования, в
процессе которых сравнивались различные варианты форм от¬
дельных элементов аппарата и их геометрические параметры
[123].
Вертикальное оперение. Для базового варианта было при¬
нято вертикальное оперение из соображений минимальной мас¬
сы при равных устойчивости и управляемости. Аэродинамичес¬
кая поверхность имеет клиновидную форму с углом 10°, обес¬
печивающая требуемый уровень устойчивости при минимальной
массе.
Геометрия крыла. Рассматриваемые геометрические пара¬
метры, диапазон их изменения в процессе исследований и выб¬
ранные для базового варианта значения приведены в табл. 15.
Таблица 15
Параметры
Исследованный
диапазон
Выбранные
значения
Угол стреловидности, градусы
Относительное удлинение
Степень сужения
Относительная толщина, %
Угол геометрической крутки
Профиль крыла
50, 60
1.&-2.4
0,104-0,30
84-12
0 и 5°
Симметричный
Несиммет¬
ричный
50
2,19
0,21
8
5°
Симметричный
Такне значения геометрических параметров крыла позволи¬
ли повысить максимальный коэффициент подъемной силы, улуч¬
шить аэродинамическую балансировку при малых и больших
скоростях, повысить коэффициент подъемной силы при малых
скоростях, минимизировать ухудшение балансировки при посад¬
ке, уменьшить массу крыла.
Система крыло-фюзеляж. Было рассмотрено несколько ва¬
риантов взаимного расположения крыла и фюзеляжа, позволив¬
ших получить следующие характеристики базового варианта:
192
Исследованный
диапазон
Выбранные
значения
Диапазон центровок, по отноше¬
нию к длине корпуса, %
5 и 3
3
Максимальный балансировочный
угол при входе в атмосферу,
град
50 и 35
50
Запас статистической устойчи¬
вости, %
1+3
0
Поперечное V
7+0°
3,5°
В соответствии с принятой схемой полета ВКС атмосфер¬
ный участок спуска начинается с высоты 120 км, и в зависи¬
мости от способа управления полет до подхода к району посад¬
ки условно может быть разделен на три фазы. В первой фазе
угол атаки удерживается постоянным, а угол крена изменяет¬
ся так, чтобы сохранять постоянным удельный тепловой поток.
Во второй фазе изменением угла атаки осуществляется умень¬
шение ошибки по дальности, а температурные ограничения обес¬
печиваются изменением угла крена. В третьей фазе, которая
начинается при скорости около 2700 м/с, уменьшение ошибки
по дальности осуществляется изменением угла крена, угол
атаки уменьшается линейно относительно скорости с начала
участка до 10°, т.е. до величины, при которой для скорости,
соответствующей числу М=1,5, аэродинамическое качество
имеет максимальное значение.
Равновесное планирование достигается на высоте 12000 м.
Далее изменением угла атаки осуществляются планирующий
спуск и управление по дальности, а управление величиной ско¬
рости производится изменением величины аэродинамического
сопротивления. На конечном этапе захода на посадку и призем¬
лении для изменения скорости и высоты используется обычное
управление аппаратом.
Со временем, рассматривая описанный выше вариант аппара¬
та и схему полета как базовые, были проведены дополнитель¬
ные исследования с целью снижения сухой массы ВКС до
68 000 кг. В табл. 16 приведены проектные требования для
базового и облегченного варианта ВКС.
В процессе этих исследований было рассмотрено несколь¬
ко вариантов форм ступени в плане. На рис. 23 приведены
три варианта, отличающиеся углом стреловидности, площадью и
размахом крыла, где обозначено: А - базовый вариант Е “
= 75°/50°, площадь крыла 268 м2, размах 24,3 м; Б -
25-1
193
ALE = 75°/35°, площадь крыла 255 м2, размах 25,4 м; В -
XLE = 75°/45°, площадь крыла 260 м2, размах 24,3 м. Эти
исследования привели к выбору нового облегченного вариан¬
та (см. вариант Б на рис. 23). Для этого аппарата была
уменьшена масса полезной нагрузки до 11 340 кг и диапазон
центровок от 3 до 2% длины корпуса.
Поскольку в новом варианте введен ряд изменений (отка¬
зались от ВРД и тормозного парашюта, изменили систему ор¬
битального маневрирования) были проведены дополнительные
исследования, включающие оптимизацию обводов крыла и фюзе¬
ляже.
Для аппарата массой, удовлетворяющей требованиям по по¬
садочной скорости, были исследованы влияние размеров нап¬
лыва на передней кромке крыла, крутки и кривизны крыла.
Увеличение размеров наплыва позволило увеличить максималь¬
ный коэффициент подъемной силы и сместить вперед аэродинами¬
ческий фокус. Соответствующий выбор крутки и кривизны кры¬
ла позволили получить самобалансировочное крыло при углах
атаки, соответствующих режиму приземления; кроме того, оп¬
тимизация этих параметров позволила увеличить на 54-8% ве¬
личину балансировочной подъемной силы и уменьшить на
1000 кг массу крыла. В целом эти исследования позволили
увеличить для этого варианта балансировочную подъемную си¬
лу на 20%.
На рис. 24 приведены аэродинамические характеристики
базового и облегченного вариантов ВКС на дозвуковой ско¬
рости, где 1 — балансировочный коэффициент подъемной силы;
2 - балансировочное аэродинамическое качество; 3 - угол
атаки [ градусы]; 4 - коэффициент аэродинамической подъем¬
ной силы; 5 - коэффициент момента тангажа; базовый
вариант; облегченный вариант.
194
Рис. 23
Таблица 16
Параметры
Базовый ва¬
риант
Облегченный
вариант
Углы атаки:
на гиперзвуковой скорости
25^40°
4°
на трансзвуковой скорости
0-15°
0-15°
на дозвуковой скорости
5^15°
5-7-20°
Диапазон центровок
максимальное перемещение
2% длины
корпуса
расчетный диапазон
Посадочные характеристики
масса полезной нагрузки, кг
от 0,65 до
0,675 длины
корпуса
14500
от 0,65 до
0,68 длины
корпуса
13600
масса ступени при посадке,
(с полезной нагрузкой),кг
84700
86200
минимальная скорость при¬
земления, км/ч
310
300
Продольная устойчивость
минимальный запас стати¬
ческой устойчивости на
гиперзвуковой скорости
Положите льнь
1Й Положительный
минимальный запас ста¬
тической устойчивости на
дозвуковой скорости от
центра масс
2% длина
корпуса
2% длины
корпуса
Рис. 24
25-2
195
Основные характеристики рассмотренных на рис. 24 вари¬
антов следующие:
Базовый Облегченный
Несущая площадь, м^ 300 268
Характеристики при входе в атмосферу на гиперзвуковой
скорости
Аэродинамическое качество
1,25
1,25
Величина W/C^S, Па
5000
4780
Угол атаки
34°
34°
Характеристики на дозвуковой скорости
Коэффициент аэродинамической подъем¬
ной силы при а = 15°
0,664
0,713
Максимальное аэродинамическое ка¬
чество
5,9
5,8
Запас статической устойчивости по
отношению к длине корпуса, %
3
1
Последующие исследования и усовершенствования привели к
созданию проекта ВКС, принятого в настоящее время в ка¬
честве базового. Этот вариант рассчитан на полезную нагруз¬
ку массой 14,5 т, скорость при приземлении 310 км/ч и
проектный диапазон центровок, равный 2,5% от длины корпу¬
са, с отрицательным запасом статической устойчивости при
предельном положении центра масс (67,5% длины корпуса).
Основные геометрические характеристики этого варианта
следующие: „ _
Крыло
Вертикальное
оперение
Площадь, м2
250
38,3
Относительное удлинение
2,265
1,675
Аэродинамическая поверхность
0010М0 клин
Угол стреловидности передней
кромки
45°
45°
Угол стреловидности наплыва
крыла
81°
—
Основные управляющие аэродинамические поверхности име¬
ют следующие характеристики:
Площадь,
м2
Максимальное от¬
клонение, градусы
Элевоны (одна сторона)
19,5
от —40 до +15
Руль
9,3
+22,8
Аэродинамический тормоз
9,3
от 0 до 87,2
Закрылки
12,5
от -11,7 до +22,5
196
В настоящее время проводятся интенсивные работы по ис¬
следованию летных характеристик базового варианта ВКС в
аэродинамических трубах. Диапазон этих исследований весьма
широк, поскольку ВКС предстоит полет в диапазоне скоростей
от малых, при которых эффект сжимаемости газа весьма не¬
значителен, до гиперзвуковых, когда особенности поведения
реальных газов столь существенны, что не учитывать их нель¬
зя. Большие углы атаки, относительно большой диапазон цент¬
ровок, множество возможных комбинаций при управлении аэро¬
динамическими поверхностями очень осложняют задачу опреде¬
ления аэродинамических характеристик аппарата.
Управление углом тангажа в начальной фазе спуска осу¬
ществляется реактивной системой управления. Когда скорост¬
ной напор достигает величины 96 Па, начинают использоваться
элевоны. Совместное использование реактивной системы и эле¬
вонов продолжается до тех пор, пока скоростной напор не дос¬
тигнет величины 960 Па, начиная с которой действуют только
элевоны. Управление углом крена также вначале осуществляет¬
ся реактивной системой до тех пор, пока скоростной напор не
достигнет 96 Па. В диапазоне 96.^4 80 Па для управления
используются реактивная система и элероны, а далее - только
элероны. Управление углом рыскания с помощью реактивной
системы осуществляется до скорости = 450 м/с. Аэродинами¬
ческий руль начинает действовать при скорости = 1200 м/с и
используется для управления до приземления. Закрылки при по¬
садке имеют два фиксированных положения в зависимости от
положения центра масс аппарата (—11,7 при переднем положе¬
нии центра масс и +16,3 при заднем расположении центра
масс). Аэродинамический тормоз в начальной фазе полета ис¬
пользуется для увеличения поперечной устойчивости и продоль¬
ной балансировки, а при посадке - для управления величиной
скорости. Совместное использование аэродинамических поверх¬
ностей управления позволяет обеспечивать в течение всего
полета достаточно большой запас устойчивости.
Аэродинамические характеристики на больших скоростях при¬
ведены на рис. 25, где обозначено: 1 — балансировочный коэф¬
фициент подъемной силы; 2 — балансировочное аэродинамичес¬
кое качество; 3 — угол атаки [ градусы].
Значения коэффициента аэродинамической подъемной силы и
аэродинамического качества должны отвечать требованиям по
параметрам траектории и температурным ограничениям. При но¬
минальном угле атаки, равном 30°, предельном переднем по¬
ложении центра масс и массе аппарата 85000 кг величина
197
Рис. 25
W/Cj_S » 5280 Па и аэродинамическое качество L/D = 1,5.
Для увеличения дальности полета аэродинамическое качество
может быть увеличено до его предельного значения на гипер—
звуковой скорости, т.е. до 1,9. Характеристики, приведенные
на рис. 25, получены при несущей площади 250 м^, положе¬
нии центра масс 0,65%, угле отклонения закрылков - 11,7°
и угле отклонения аэродинамического тормоза — 55°.
Характеристики боковой устойчивости приведены на рис. 26
в виде производных по углу атаки [град_-Ц (по оси ординат)
при различных числах Маха для опорной траектории входа в
атмосферу. Кривая 1 характеризует устойчивость по рыска¬
нию, кривая 2 - по крену, а кривая 3 - устойчивость связан¬
ных колебаний по крену и рысканию. Положительное значение
последней производной является необходимым условием усто-
чивости.
Эффект вязкого взаимодействия определяется величиной па¬
раметра V ' = -J С''/ "J r£ , имеющего значения 0,007+0,1,
ОО ОО 00
причем последнее значение соответствует диапазону высот
60+90 км. Вязкое взаимодействие уменьшает аэродинамичес¬
кое качество аппарата и смещает границу передней центровки.
На рис. 27 приведено изменение балансировочного аэродина¬
мического качества по высоте для опорной траектории; по оси
ординат - балансировочное аэродинамическое качество; по оси
абсцисс - высота Iх 0,305 км]; 1 - без вязкого взаимодейст¬
вия; 2 — с учетом вязкого взаимодействия; 3 — свободное мо¬
лекулярное течение.
198
Рис. 26
Аэродинамические характеристики на малых скоростях при¬
ведены на рис. 28 при переднем положении центра масс, угле
отклонения закрылков -11,7° и угле отклонения аэродинами¬
ческого тормоза 25°, где обозначено: 1 - коэффициент балан¬
сировочной подъемной си¬
лы; 2 - балансировочное
аэродинамическое качест¬
во; 3 - угол атаки [ гра¬
дусы]; 4 - коэффициент
аэродинамической подъем¬
ной силы; 5 - коэффициент
момента тангажа.
Номинальная балансиро¬
вочная аэродинамическая
подъемная сила обеспечива¬
ет скорость приземления в
меньшей степени, чем при¬
нятое максимальное значение (310 км/ч), и максимум дозву¬
кового аэродинамического качества больше, чем определенный
техническим заданием (4,4).
На рис. 29 приведены основные посадочные характеристи¬
ки аппарата, где 1 - скорость приземления [><1,85 км/ч эк¬
вивалентной воздушной скорости]; 2 - посадочная масса ап¬
парата^ 0,4 54 т]; 3 - минимальная посадочная масса аппа¬
рата (без полезной нагрузки); 4 - номинальная посадочная
масса аппарата (с полезной нагрузкой массой 14500 кг);
5 - максимальная скорость приземления (За + 18,53 км/ч
попутного ветра); 6 - максимальная посадочная масса аппа¬
рата (с полезной нагрузкой массой 29500 кг); 7 - номи¬
нальная скорость приземления; 8 — минимальная скорость при-
Рис. 28
199
Рис. 27
земления; 9 - требуемая длина взлетно-посадочной полосы
(ВПП) [х 0,305 км]; 10 - скорость приземления [х 1,85 км/ч
действительной скорости]; 11 - требование по длине ВПП с
поперечными канавками для посадки ВКС при мокром состоя¬
нии полосы; 12 - мокрая ВПП (2а ); 13 - сухая ВПП (3 а );
14 - номинальная величина (без ветра); 15 - максимальная
скорость приземления (Зе); 16 — максимальная скорость
приземления (2 о ). Данные рис. 29 получены для случая по¬
садки ВКС с полезной нагрузкой массой 14500 кг при попут¬
ном ветре, имеющем скорость 18,53 км/ч, в летний знойный
день.
2.4 Конструкция орбитальной ступени
и размещение экипажа 1106+12^ J
Для сведения к минимуму расходов на конструкцию орби¬
тальной ступени головному подрядчику вменено в обязанность
использовать где только возможно стандартные самолетные
материалы и конструктивные элементы. Поэтому орбитальная
ступень будет изготовлена из обычных алюминиевых сплавов.
Используется конструкция типа стрингеры-обшивка. Исключе¬
ние составляяет задний силовой узел, воспринимающий усилия
от маршевых двигателей, где применена комбинация титаново¬
го сплава с бороэпоксидными материалами, позволяющая сок¬
ратить массу фюзеляжа. Для улучшения летных характеристик
на гиперзвуковых режимах при сохранении достаточно высокого
аэродинамического качества на режиме захода на посадку
Рис. 29
200
выбрана форма крыла с двойной стреловидностью. Размеры ор¬
битальной ступени сравнимы с размерами среднего транспортно¬
го самолета класса DC—9. Ее сухая масса составляет около
68 т, длина 37,3 м, размах крыла 23,8 м. Длина грузового
отсека 18,3 м, диаметр 4,6 м, начало и конец определяются
относительными координатами 0,263 и 0,822 (отнесенными
к характерной длине фозеляжа).
Во время выведения на орбиту и входа в атмосферу орби¬
тальная ступень испытывает значительный нагрев. Максималь¬
ный тепловой поток и в течение наиболее длительного времени
подводится к орбитальной ступени во время входа в атмосферу.
Наибольшая температура носка фюзеляжа и передних кромок
крыла будет достигать примерно 1920 К, а в верхней части
«фюзеляжа и крыла 590 К. После интенсивных исследований и
испытаний пассивных систем теплозащиты была выбрана схема
многоразовой поверхностной теплоизоляции, позволяющая сни¬
зить требования к восстановительному ремонту между рейса¬
ми. Для областей, подвергающихся нагреву до температур
1920 К, будет использоваться материал на основе углерода
с противоокислительным покрытием. Эта изоляция состоит
из углеродных волокон, полученных пиролитическим методом,
и матрицы из такого же материала с покрытием из карбида
кремния (так называемый материал типа углерод-углерод). Об¬
ласти промежуточного нагрева будут защищаться плитками вы¬
сокотемпературной многоразовой изоляцией (HRSI), состоя¬
щей на 99% из волокон чистого плавленого кварца. Толщина
плиток меняется от 2,5 до 7,5 см, размеры в плане 15x15см.
К каждой плитке приклеена подложка, изолирующая плитку от
механических напряжений. С другой стороны подложка прик¬
леена к обшивке орбитальной ступени. Сверху плитки теплоизо¬
ляции защищаются плавленым боросиликатным покрытием, со¬
держащим пигмент, обеспечивающим необходимое соотношение
между количеством поглощаемого и испускаемого излучения.
Для областей вдоль верхней и боковой частей фюзеляжа, где
температура не привысит 616 К, будет использоваться низко¬
температурная многоразовая изоляция ( LRSI) в виде плиток t
аналогичных HRSI за исключением покрытия, которое не со¬
держит пигмента.
Во время штатных полетов количество членов экипажа сос¬
тавляет от трех до семи человек. Пилот, второй пилот и спе¬
циалист по данной операции составляют основной экипаж. Во
время полетов, связанных с проведением сложных операций,
на борту орбитальной ступени могут находиться до четырех
специалистов (любого пола) по полезной нагрузке.
201
26-1
В кабине имеются рабочие и жилые помещения. На верхней
палубе размещены индикационное оборудование и органы управ¬
ления полетом, а также все необходимое для контроля систем
ВКС и полезной нагрузки. Индикационные панели и пульты уп¬
равления верхней палубы образуют две функциональные группы:
два поста управления полетом (впереди) и два поста контроля
подсистем и полезной нагрузки (сзади). На нижней палубе раз¬
мешены кухня, устройства личной гигиены, шлюзовая камера
и электронное оборудование. Здесь же могут располагаться во
время выведения и спуска в атмосфере три дополнительных
члена экипажа. Космонавты входят в кабину экипажа через бо¬
ковой люк в передней части экипажа. В грузовой отсек можно
пройти через люк шлюзовой камеры из кабины. Впоследствии
в процессе изменения проекта ВКС длина кабины была сокра¬
щена за счет перепроектирования шлюзовой камеры и переме¬
щения стыковочного узла к грузовому отсеку. В результате
объем герметизируемой кабины уменьшился на 8,5 м$, что при¬
вело к значительной экономии массы. Дополнительная экономия
массы получилась за счет устранения 'купола* для крепления
манипуляторов.
2.5 . Система жизнеобеспечения и терморегулирования
Система состоит из четырех подсистем: 1) регенерации
атмосферы; 2) обеспечения пищей, водой и устранения отходов
жизнедеятельности; 3) активной подсистемы терморегулирова¬
ния; 4) подсистемы обеспечения работы шлюзовой камеры.
Космонавты могут находиться на борту орбитальной ступени
без скафандров. Космонавтами могут быть лица как мужского,
так и женского пола. В атмосфере кабины поддерживается
нормальное атмосферное давление при температуре 20,6°С.
На рис. 30 показано размещение подсистем на борту орбиталь¬
ной ступени, где обозначено: 1 — блок регенерации атмосферы;
2 — подсистема хранения и обработки пищи; 3 - панели радиа¬
тора в развернутом положении (полная эффективная площадь
излучения верхней части 96 м^, нижней поверхности — 38 м^);
4 — подогреватели гидросистемы; 5 — бачки с аммиаком под¬
системы нагрева воздуха кабины; 6 - вентиляторы охлаждения
электронного оборудования; 7 — бачки с кислородом; 8 — теп¬
лообменник батареи топливных элементов; 9 - бачки с водоро¬
дом; 10 - подсистема удаления отходов; 11 - теплообменник
воздушного охлаждения электронного оборудования; 12 - воз-
202
Рис. 30
духопровод охлаждения оборудования; 13 - пульт управле¬
ния системой регулирования среды и обеспечения жизнедея¬
тельности; 14 — воздухопровод для регулирования температу¬
ры кабины; 15 — панели радиатора с эффективной площадью
одной стороны 48 м^; 16 — панели радиатора с эффективной
площадью одной стороны 19 м^; 17 — теплообменник термо¬
регулирования полезной нагрузки; 18 — положение теплозащи¬
ты перед крылом.
Подсистема регенерации атмосферы обеспечивает удаление
углекислого газа и запахов путем принудительного прокачива¬
ния воздуха кабины через канистры с Li ОН при скорости
590 кг/ч. Затем воздух подается через воздухопровод к теп¬
лообменнику; при этом регулируются температура и влажность
воздуха. В состав системы входят устройства для приготов¬
ления как термостабилизированной, так и быстрозамороженной
пищи. Сбор, обработку и хранение жидких и твердых отходов
жизнедеятельности обеспечивает подсистема удаления отходов.
Для активного терморегулирования используются группа тепло¬
обменников в контуре хладагента (фреона) и радиатор с об¬
щей эффективной площадью излучения 134 м^. Четыре перед¬
ние панели радиатора являются двусторонними и излучают теп¬
ло обеими сторонами; четыре задние панели укреплены на
створках люка грузового отсека и являются односторонними.
Вся подсистема обеспечивает отвод около 8,5 кВт тепла при
входной температуре хладагента 2.11 К.
Полная сухая масса системы регулирования среды и обес¬
печения жизнедеятельности экипажа составляет 1950 кг. В
26-2
203
ней используется около 590 кг расходуемых материалов и
жидкостей. Энергопотребление составляет около 1600 Вт.
2.6 Маршевая двигательная установка [100т 122]
Маршевая двигательная установка ВКС состоит из трех
маршевых ЖРД, установленных на орбитальной ступени, и двух
твердотопливных ускорителей, которые крепятся к внешнему
баку. Маршевые ЖРД, разрабатываемые отделением Rocketdy—
ne фирмы Ri , представляют собой многоразовые высоко-
энергетические двигатели с дросселируемой тягой, развиваю¬
щие в вакууме силу тяги 2050 кН каждый при давлении в
камере сгорания 20,5-10® Н/м2. По размерам и внешнему
виду маршевые ЖРД сравнимы с разрабатывавшимися ранее
двигателями для различных космических программ, однако их
характеристики во многом превосходят характеристики совре¬
менных ЖРД. Эго достигается благодаря ряду нововведений,
таких, как значительное увеличение давления в камере сгора¬
ния, использование водорода для охлаждения всех элементов,
находящихся в непосредственном контакте с продуктами сгора¬
ния топлива, применение встроенного электронного регулятора,
который автоматически осуществляет проверку, запуск ЖРД и
отсечку топлива, наличие лючков для доступа к наиболее важ¬
ным элементам для их обслуживания.
Все три маршевых ЖРД установлены в карданных подвесах
и могут отклоняться на ±11° для управления по тангажу и
на ±9° для управления рысканием и креном на этапе выведе¬
ния. Характеристики маршевых ЖРД, приведенные в табл. 17
в сравнении с параметрами двигателя J—2, позволяют огра¬
ничить продольную перегрузку ВКС величиной 3, а также обес¬
печивают максимальную тягу для возвращения на аэродром в
аварийных ситуациях.
Во внешнем топливном баке размещаются горючее (жид¬
кий водород) и окислитель (жидкий кислород) для маршевых
ЖРД. В связи с тем, что бак сбрасывается непосредственно
перед выходом ВКС на орбиту и не спасается, его конструк¬
ция максимально упрошена.
Контракт на разработку внешнего бака заключен с фирмой
Martin-Marietta в августе 1973 г. Фирме предложено как
можно более широко использовать имеющуюся технолоппо и
методы производства. Для изготовления большей части бака
используется интегральная конструкция обшивка-стрингеры-
204
Характеристики ЖРД
Таблица 17
Параметры
J-2
Маршевый ЖРД
для ВКС
Отношение тяги к массе
68
81
Удельный импульс, кгс.с/кг
430
455,5
Ресурс, с
3750
27000
Номинальная тяга в вакууме, кН
1023
2050
Минимальная тяга, кН
а»
1668
Максимальная тяга, кН
—
2227
Степень дросселирования по отноше—
нию к номинальной тяге, %
—
50-109
Число включений
30
100
Число запусков объекта без заме-
ны двигателя
1
100
шпангоуты. 74% основных конструктивных элементов применя¬
ются в двух или более местах. Длина бака составляет 47 м,
диаметр 8,3 м, сухая масса 70 т. Значительного уменьшения
требуемой массы бака удалось добиться благодаря выбору схе¬
мы отделения бака до выхода ВКС на орбиту вместо отделения
бака на орбите с последующем торможением. Это позволило
отказаться от тормозных двигателей и соответствующих элект¬
рических и пиротехнических устройств. Исключение необходи¬
мости дистанционного управления торможением привело к упро¬
щению операций, повышению надежности и сокращению заг¬
рузки экипажа.
Для изготовления основных конструктивных элементов
применяются распространенные алюминиевые сплавы А 2219
(криогенные баки) и А 7075 (меж баковая конструкция). Бак
жидкого кислорода будет иметь монококовую конструкцию, а
конструкция бака жидкого водорода будет выполнена интеграль¬
ной типа обшивка-силовой пабор. Предполагается использовать
теплоизоляцию, разработанную в ходе создания PH Saturn V.
Метод напыления, предложенный специалистами Центра косми¬
ческих полетов им. Маршалла применительно к нанесению изо¬
ляции из пенистого материала, позволит значительно сократить
производственные затраты. В наиболее теплонапряженных мес¬
тах кроме изоляции предполагается использовать также абля¬
ционные материалы, разработанные по программе Viking.
Наддув бака осуществляется гелиевой системой. Гелий хра—
205
нится по давлением 27,6-10® Н/м^. Система регуляторов
снижает давление до 5,17-10® Н/м2, и при этом давлении
гелий подается к бакам и используется для приведения в дейст¬
вие клапанов. Внутреннее давление в баке перед наддувом под¬
держивается на уровне (1381.152)-10® Н/м^ для жидкого
кислорода и (276т290)-103 Н/м2 для жидкого водорода с
помощью внешнего (наземного) источника гелия. На участке
выведения бортовая система поддерживает внутреннее давле¬
ние на том же уровне.
РДТТ разгонной ступени показан на рис. 31, где обозна¬
чено: 1 - задний узел подвески РДТТ к внешнему баку; 2 -
четыре твердотопливных двигателя для отделения РДТТ от
внешнего бака (тяга каждого двигателя 10,4 тс); 3 - задняя
юбка и стартовые опоры; 4 - сопло и приводы управления
вектором тяги; 5 - силовой узел подвески РДТТ к внешне¬
му баку; 6 - передняя юбка; 7 - система спасения (парашюты,
средства обнаружения и т.д.); 8 - носовой обтекатель.
Уменьшение сухой массы орбитальной ступени с 77 до 68 т
позволило уменьшить диаметр РДТТ с 4,1 до 3,6 м и длину
с 52 до 43 м. Дополнительное сокращение массы разгонной
ступени было достигнуто за счет отказа от системы прекра¬
щения горения благодаря изменению профиля участка выведения.
В результате полная мас¬
са разгонной ступени умень¬
шилась с 1486 до 1055т
(имеются в виду два
РДТТ). Разгонные РДТТ
представляют собой основ¬
ной элемент, определяю¬
щий стоимость одного
рейса ВКС [138]. Поэто¬
му их проектированию и
методам изготовления уде¬
ляется особое внимание.
Фирма Thiokal была выб¬
рана главным подрядчиком
на разработку разгонных
РДТТ в ноябре 1973 г.
Ответственность за проектирование прочих элементов разгон¬
ной ступени, а также за интеграцию всех элементов ступени
возложена на Центр космических полетов им. Маршалла. По
отношению к закупке готовых изделий NASA принят поэтапный
подход.
Рис. 31
206
В центре космических полетов им. Маршалла (NASA) про¬
водятся подробные исследования вопросов спасения корпусов
разгонных РДТТ ВКС [138]. Предполагается, что в номинала
ном варианте отделение РДТТ от внешнего бака и орбиталь¬
ной ступени будет происходить на высоте около 41 км при
скорости 1370 м/с. Точки падения корпусов РДТТ массой
примерно 73 т будут располагаться на расстояниях порядка
220 км от места старта. После отделения корпуса РДТТ дос¬
тигают в свободном полете апогея своей траектории на высо¬
те около 60 км. После возвращения в плотные слои атмосфе¬
ры происходит пассивная стабилизация корпуса при большом
балансировочном угле атаки, что позволит эффективно израсхо¬
довать энергию и подготовить приемлемые условия для раскры¬
тия парашютной системы. После того как вытяжной парашют
окончательно стабилизирует систему, раскроется основной па¬
рашют, который обеспечит снижение корпуса с постоянной ско¬
ростью 45 м/с. Непосредственно перед ударом о воду по сиг¬
налу от радиовысотомера включаются тормозные двигатели,
которые должны обеспечить дополнительное снижение скорости
падения. В Центре космических полетов им. Маршалла произво¬
дится оценка различных конфигураций тормозной системы и
вариантов траекторий спуска путем продувок макетов РДТТ и
парашютных систем в аэродинамических трубах, а также с ис¬
пользованием пространственного моделирования динамики дви¬
жения. Выполнен ряд экспериментов по сбрасыванию в воду
макетов РДТТ диаметром 0,15 и 0,32 м, а также корпуса
РДТТ от PH Titan III длиной 30 м и диаметром 3,05 м.
Сбрасывание в воду (в месте, где глубина составляла 15 м)
и подъем корпуса производились с помощью крупнейшего в ми¬
ре самоходного пловучего крана YD—17. Корпус сбрасывался
с высоты от 0,3 до 12 м под углами 10, 20 и 30° к верти¬
кали. Скорость в момент удара о воду менялась в пределах
3i.l2 м/с. В результате экспериментов определялось распре¬
деление давлений на корпус и сопло во время удара о воду.
В дополнение к этим экспериментам проводились статические
испытания, вопроизводящие те же условия. Предварительные
результаты показали, что падение корпусов с горизонтальной
ориентацией нежелательно, поскольку при этом во время удара
о воду даже при небольшой скорости возникают весьма значи¬
тельные давления и перегрузки (до 2CU30). В равной степени
нецелесообразен вход вводу носом вперед из-за слишком
глубокого погружения в воду, неконтролируемого повторного
удара о воду с произвольной ориентацией после выскакивания
207
из воды и т.д. Наиболее предпочтительная ориентация при па¬
дении - полет кормой вперед. В этом случае решаются пере¬
численные выше проблемы и, кроме того, повышается сопротив¬
ляемость корпуса поперечным нагрузкам за счет попадающей
внутрь массы воды, которая одновременно препятствует оп¬
рокидыванию корпуса. Для торможения в атмосфере предлага¬
ется система из трех парашютов диаметром 21 м каждый.
Система может быть создана в рамках существующей техноло¬
гии с небольшими дополнительными разработками. Исследова¬
ния систем спасения разгонных РДТТ продолжаются. Предпо¬
лагается подробно сравнить требования к РДТТ с требования¬
ми к парашютной системе для выбора оптимальной скорости
удара о воду, оптимизировать ориентацию корпуса в момент
удара с учетом ветровых нагрузок, геометрии и динамики объ¬
екта. С этой целью будут использованы методы статистичес¬
ких испытаний (Монте Карло). После окончания испытаний кор¬
пуса РДТТ в Центре им. Маршалла его предполагалось пере¬
дать в Центр космических полетов им. Кеннеди для проведе¬
ния испытаний на буксировку. Корпус будет буксироваться в
заливе со скоростью 3,74-14,8 км/ч при длине троса 15^180м
и в открытом море со скоростью 3,74-18,5 км/ч при длине
троса 154-540 м. Предварительные экономические оценки по¬
казываю!, что по сравнению с одноразовыми специально
спроектированными ускорителями достижимая экономия может
составить 30% при 20-кратпом использовании корпусов РДТТ
и пятикратном использовании тормозной системы. Выигрыш в
экономике может быть получен уже после 30 запусков, а
при эксплуатации ВКС в течение 10 лет сумма экономии сос¬
тавит 0,5-j-l млрд.долл.
2.7 . Вспомогательные двигательные установки
[106 4-122, 125-126 ]
На борту орбитальной ступени вспомогательные двигатель¬
ные установки представлены двигательной установкой орбиталь¬
ного маневрирования (OMS) и системой газодинамического
управления ориентацией (RCS). OMS предназначена для завер¬
шения выхода орбитальной ступени на исходную орбиту, реали¬
зации импульса перехода на круговую орбиту, межорбитальных
переходов и торможения для входа в атмосферу. Она состоит
из двух автономных блоков, устанавливаемых в задней части
фюзеляжа. В состав каждого блока входят ЖРД на самовос-
208
пламеняюшихся компонентах топлива, шар-баллон с гелием для
вытеснительной системы подачи топлива, баки для горючего
(монометилгидрезина), и окислителя (четырехокиси азота), а
также клапаны и регуляторы. Каждый двигатель развивает в
вакууме силу тяги 26960 Н при давлении в камере сгорания
862 кН/м2 и удельном импульсе 312,2 кгс«с/кг. Запас топ¬
лива на борту орбитальной ступени соответствует характеристи¬
ческой скорости 305 м/с при массе полезной нагрузки
29,5 т. Вместо основной полезной нагруаки в грузовом отсе¬
ке можно установить до трех комплектов дополнительных ба¬
ков. Каждый комплект содержит количество топлива, достаточ¬
ное для создания дополнительного приращения скорости 152 м/с.
Таким образом, максимальный запас характеристической
скорости на борту орбитальной ступени достигает 760 м/с.
На рис. 32 представлен один из двух блоков двигательной
установки орбитального маневрирования (без элементов систе¬
мы газодинамического управления ориентацией), где 1 - ЖРД;
2 - электромеханические приводы для управления вектором
тяги в плоскостях тангажа и рыскания; 3 - бак с монометнл-
гидразином; 4 - бак с четырехокисью азота (N2O4); 5 - баки
OMS; 6 - шар-баллон со сжатым гелием.
RCS обеспечивает стабилизацию и изменение ориентации
орбитальной ступени во время орбитального полета и на неко¬
торых этапах входа в атмосферу, а также маневрирование на
этапе причаливания. Максимальные управляющие ускорения,
развиваемые двигателями RCS, выбраны на основе требований
к управляющим моментам в канале рыскания на этапе входа
в атмосферу с использованием результатов продувок в аэроди¬
намических трубах и моделирования процессов управления ори¬
ентацией с участием человека-оператора. Двухкомпонентные
ЖРД RCS размещены в передних и задних гондолах. Каждый
двигатель развивает в вакууме силу тяги 4000 Н при давле¬
нии в камере сгорания 1034 кН/м2. В состав RCS входит
40 таких двигателей. Кроме того, для точной стабилизации
орбитальной ступени во время длительных научных эксперимен¬
тов используются верньерные двигатели тягой 111 Н. Три та¬
ких двигателя (по одному на каждую из трех осей) установ¬
лены с каждой стороны передних гондол . Передние гондолы
RCS являются независимыми, а задние конструктивно совме¬
щены с блоками OMS . Использование одинаковых компонентов
топлива для OMS и RCS позволяет соединить трубопроводами
их баки и тем самым повысить надежность работы обеих систем.
На рис. 33 показана гондола системы газодинамического
27-1
209
управления ориентации, сов¬
мещенная с двигательной
установкой орбитального
маневрирования, где обо¬
значено: 1 — 12 двигате¬
лей RCS ; 2 - двигатель
О MS ; 3 — панели клапа¬
нов RCS ; 4 - топливные
баки RCS ; 5 - шар- бал¬
лон с гелием для вытес¬
нительной подачи топли¬
ва к двигателям RCS ;
6 — два топливных бака
OMS ; 7 - шар-баллон
с гелием OMS.
Первоначальный проект ВКС предусматривал наличие на
борту орбитальной ступени пяти-шести ВРД для крейсерского
полета и посадки. Однако анализ располагаемой точности на¬
ведения, достигнутой в ходе выполнения программ Apollo
и Sky lab, а также результаты летных испытаний самолетов
показали, что заход на посадку и посадка могут выполняться
с достаточной надежностью и безопасностью без использования
двигателей. Поэтому было решено отказаться от ВРД для ор¬
битальных полетов и устанавливать их на ВКС только для го¬
ризонтальных испытаний и для перегонки орбитальных ступе¬
ней к месту старта. На рис 34 показана установка ВРД на
орбитальной ступени ВКС, где а - вариант с шестью двига¬
телями; б - вариант с пятью двигателями; 1 — органы управ¬
ления и индикаторы; 2 - топливный бак; 3 - дренажная сис¬
тема; 4 — система подачи топлива; 5 - заправка и слив топ¬
лива; 6 - передний узел подвески гондолы; 7 - створки эксп-
Рис. 33
210
Рис. 32
Рис. 34
луатационного люка; 8 — съемная мотогондола; 9 — задний
узел подвески гондолы. В качестве ВРД для ВКС предполага¬
ется использовать двигатели TF—33—Р—7 А (военный вариант
двигателей JTD 3 фирмы Pratt & Whitney, которые в нас¬
тоящее время широко используются на гражданских авиалини¬
ях).
2.8 Энергоустановка и электронное оборудование
орбитальной ступени L106-122, 124 Т~
Предварительный проект ВКС предусматривал наличие на
борту двух типов источников электроэнергии: батарей топлив¬
ных элементов на кислороде и водороде (для орбитального по¬
лета) и генераторов (для режимов взлета, движения в атмо¬
сфере и посадки). Однако подробный анализ показал, что все
потребности в электроэнергии могут быть удовлетворены топ¬
ливными элементами, работающими во время орбитального по¬
лета. Поэтому надобность в генераторах отпала. Согласно сов¬
ременному проекту три батареи топливных элементов генериру¬
ют постоянный ток, поступающий на три независимые шины,
откуда электричество распределяется по системам—потребите¬
лям. Каждая из трех батарей топливных элементов вырабаты-
ет постоянный ток напряжением 27,5+32,5 В, минимальная
выходная мощность 2 кВт, средняя непрерывная мощность
7 кВт, пиковая мощность 12 кВт. Водород и кислород для
211
27-2
топливных элементов хранятся в криогенных бачках в средней
части фюзеляжа. Номинальное давление составляет 1,72*
10® Н/м2 для водорода и 7,24*10® Н/м^ для кислорода.
Внешний контур системы терморегулирования, соответствую¬
щие насосы и клапаны обеспечивают поддержания необходимо¬
го давления, отвод тепла и подачу воды в систему жизнеобес¬
печения. Расчетный ресурс топливных элементов без обслужи¬
вания составляет 2000 ч, полный ресурс 5000 ч. Каждая из
трех батарей топливных элементов обеспечивает достаточную
мощность для безопасного возвращения с орбиты. Располагае¬
мый объем двух водородных бачков составляет 0,67 м®, двух
кислородных бачков - 0,35 м®. Полный запас реагентов соот¬
ветствует энергии 1530 кВт.ч плюс 264 кВт-ч на аварийные
нужды. Масса кислорода в каждом бачке составляет 388 кг,
масса водорода в каждом бачке 46 кг, масса кислорода для
системы жизнеобеспечения 51 кг.
Три никель-кадмиевые аккумуляторные батареи емкостью
10 А*ч каждая предназначены для питания подсистемы при от¬
ключении основной энергоустановки, а также для инициирования
пиротехнических устройств. Во время летных испытаний для пи¬
тания измерительных приборов и датчиков на борту ВКС будут
дополнительно устанавливаться три серебряно—цинковые акку¬
муляторные батареи емкостью 40 А*ч. Кроме того, во время
горизонтальных испытаний могут использоваться три генера¬
тора переменного тока (частота 400 Гц, напряжение 120/
208 В), приводимых в действие турбинами ВРД. На полезную
нагрузку может поступать электроэнергия в виде постоянного
тока при мощности 7 кВт (пиковая мощность 12 кВт); общее
количество располагаемой энергии для полезной нагрузки сос¬
тавляет 50 кВт-ч. Кроме того, более 50 кВт.ч энергии мо¬
жет быть использовано для питания дополнительно устанавли¬
ваемых блоков.
На борту ВКС электронное оборудование обеспечивает уп¬
равление полетом и контроль за всеми подсистемами в режи¬
мах орбитального и атмосферного полета. Большая часть обо¬
рудования размещается на борту орбитальной ступени. Сюда
относится аппаратура управления траекторией полета всей сис¬
темы с использованием приводов отклонения векторов тяги
РДТТ и маршевых ЖРД. Бортовая аппаратура орбитальной
ступени выполняет также следующие задачи: формирует сигна¬
лы на разделение ступеней, производит опрос датчиков на
РДТТ, внешнем баке и орбитальной ступени и передает дан¬
ные по телеметрическим каналам на Землю, обеспечивает связь
212
с наземными пунктами и т.п. Некоторые несложные электрон¬
ные блоки установлены на РДТТ; они необходимы для обнару¬
жения корпусов РДТТ после их падения в океан. Согласно
современному проекту электронное оборудование ВКС насчиты¬
вает около 275 'черных ящиков'. Благодаря резервированию и
функциональной взаимозаменяемости элементов обеспечивается
высокая надежность всей системы. Особый интерес представ¬
ляет подсистема связи и сопровождения. Она позволяет осу¬
ществлять связь в радиочастотном диапазоне для переговоров,
передачи команд и телеметрической информации, а также соп¬
ровождение ВКС на этапах выведения, орбитального полета и
возвращения в атмосферу. Подсистема устанавливает связь
орбитальной ступени по радиоканалам с другими космическими
объектами, космонавтами, находящимися в открытом космосе,
наземными системами в процессе предстартовой подготовки,
средствами навигации, спутниковой системой сопро¬
вождения и связи TDRS, системой связи SGLS ВВС США и
пунктами управления воздушным движением.
На первых двух летных образцах орбитальной ступени бу¬
дут установлены специальное оборудование и датчики для по¬
лучения подробной телеметрической информации о характерис¬
тиках всех систем во время летных испытаний. Впоследствии
это оборудование можно будет снять без существенных потерь
надежности и массы.
2.9 Механические и гидравлические подсистемы
орбитальной ступени
Органы управления, сервоприводы, клапаны и прочее обору¬
дование, используемое в механических и гидравлических под¬
системах орбитальной ступени, является обычным для такого
рода техники. Исключение представляет собой подсистема ма¬
нипуляторов, дистанционно управляемых с поста, расположен¬
ного в задней части верхней палубы кабины. Эта подсистема
позволяет вынести из грузового отсека и развернуть орби¬
тальный объект массой до 29,5 т менее чем за 7 мин. Наб¬
людение за грузовым отсеком при обслуживании полезной наг¬
рузки осуществляется через иллюминаторы и с помощью теле¬
визионных камер. Для освещения используются прожекторы.
Гидросистема состоит из четырех независимых подсистем с
высокой степенью резервирования. Использование большого чис—
213
ла стандартных элементов позволяет уменьшить общую стои¬
мость и затраты на обслуживание. Каждая гидравлическая под*
система имеет насос производительностью 0,23 м^/мин; насо¬
сы приводятся в действие отдельными силовыми приводами; в
результате обеспечиваются возможность завершения операции
при одном отказе и безопасное возвращение в случае второго
отказа. Размещение механических подсистем показано на
рис. 35, где обозначено: 1 — .поворотные гидроприводы тор¬
мозных щитков вертикального стабилизатора; 2 - второй ма¬
нипулятор (может не устанавливаться); 3 - узлы разделения
(механический разъем, разъемы для различных систем и
крышка люка); 4 — точки крепления полезной нагрузки; 5 -
замки и приводы раскрытия створок люка грузового отсека;
6 - основной манипулятор; 7 - люк-лаз для перехода экипажа;
8 — люки (левый и верхний); 9 — люк для астроориентатора;
10 — органы управления полетом в атмосфере (педали управле¬
ния рулем поворота, управление тормозными щитками, вы¬
пуск шасси, тормоза, поворот носового колеса, выпуск тормоз¬
ного парашюта); 11 - выдвижные гондолы с двигателями на-
зодинамического управления ориентацией; 12 - носовое колесо
с приводами поворота и замками; 13 - узлы расцепки; 14 -
выдвижной блок приборов измерения параметров воздушного
потока (с обеих сторон); 15 - узел крепления манипулятора;
16 - основное посадочное шасси (колеса с щитками, тормоза,
противоопрокидываюшее устройство); 17 - приводы элевонов;
18 - электромеханические приводы щитков; 19 - тормозной
парашют и катапульта.
Рис. 35
214
Глава 3
ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СТАРТОВО-ПОСАДОЧНЫХ
КОМПЛЕКСОВ у НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
И ПРОГРАММА ИСПЫТАНИЙ ВКС
3.1 Основные характеристики стартово—посадочных
комплексов
ВКС будет функционировать с двух стартово—посадочных
комплексов США: космодрома им. Кеннеди во Флориде и воен¬
но-воздушной базы Ванденберг в Калифорнии. Примерно две
трети общего количества запусков должны проводиться с кос¬
модрома им. Кеннеди. Характеристики двух стартово-посадочных
комплексов, показанные на рис. 36, обеспечивают возмож¬
ность выведения ВКС на орбиты любого наклонения, преду¬
сматриваемого моделью операций. Запуски на орбиты малого
наклонения, включая экваториальные, будет производиться с
космодрома им. Кеннеди, а на орбиты большого наклонения,
включая полярные, — с базы Ванденберг.
На рис. 36: а - военно-воздушная база Ванденберг; б -
космодром им. Кеннеди; I - точки падения корпусов разгон¬
ных РДТТ; II - азимут запуска [градусы]; III - наклонение
орбиты [ градусы]; по оси ординат - северная широта [ граду¬
сы]; по оси абсцисс - восточная долгота [ градусы].
Рис. 36
215
На рис. 37 показана располагаемая масса полезной нагруз¬
ки ВКС для различных высот и наклонений орбиты (внешний
бак отделяется до выхода на начальную орбиту), где обозна¬
чено: а - запуск с космодрома им. Кеннеди; б - запуск с ба¬
зы Ванденберг; 1 - используется топливо из внутренних ба¬
ков; II - один дополнительный комплект баков; III - два до¬
полнительных комплекта баков; IV - три дополнительных комп¬
лекта баков; V - масса полезной нагрузки [ кг ] ; VI - высота
круговой орбиты [ км].
Как видно из приведенных данных (предварительная оценка),
при запуске с космодрома ВКС может доставить полезную
нагрузку массой до 29,5 т на орбиту минимальной высоты
(185 км) наклонением до 45°. При запуске на орбиту с нак-
Рис. 37
216
лонением 28,5° (азимут запуска 90°) ВКС может вывести
максимальную полезную нагрузку на круговую орбиту высотой
около 390 км. Соответствующая точка характеризует пределы
по высоте и наклонению орбиты, налагаемые количеством топ¬
лива для двигательной установки орбитального маневрирования
во внутренних баках. Устанавливая на борту ВКС дополнитель¬
ные комплекты баков, можно вывести полезную нагрузку мень¬
шей массы на большую высоту. Каждый дополнительный комп¬
лект баков соответствует увеличению располагаемой характе¬
ристической скорости на 150 м/с. Максимальная боковая
дальность маневра ВКС при входе в атмосферу составляет
2040 км. Масса полезной нагрузки, доставляемой с орбиты
на Землю, может достигать 14,5 т.
3.2 Наземное оборудование, техническое обслуживание
и программа испытаний Бк С (129^150]
Наземное оборудование и наземное обслуживание систем
являются важным аспектом разработки любой космической
программы, поскольку они оказывают существенное влияние
на конструкцию ЛА на всех этапах его разработки. С экономи¬
ческой точки зрения существенным является использование
уже существующего наземного оборудования.
Наземное оборудование
Значительная экономия затрат на оборудование стартового
комплекса может быть достигнута за счет повторного использо¬
вания существующих установок и систем, за счет упрощения
этих систем и их работы и за счет сокращения количества
оборудования. Поэтому для запуска ВКС будет использоваться
стартовый комплекс № 39 Космического центра на мысе Ка¬
наверал, который использовался для запуска PH Saturn V
по программе Apollo.
В состав стартового комплекса входят корпус вертикаль¬
ной сборки, две стартовые площадки, три подвижные пусковые
установки, два гусеничных транспортера и центр управления
запуском.
Мобильная схема, использовавшаяся в программе Apollo,
будет использоваться и для ВКС. Эго позволит обслуживать
одновременно несколько аппаратов. В настоящий момент опре¬
делены следующие требования к программе: в аварийной ситу¬
28-1
217
ании обеспечить подготовку к запуску в течение 24 ч после
доставки на стартовую плошадку и замену полезной нагрузки
на стартовой площадке за 10 ч. Чтобы удовлетворить эти тре¬
бования, в системах стартового комплекса должны быть сде¬
ланы некоторые изменения и доработки.
Самыми значительными будут изменения в конструкции под¬
вижной пусковой установки. Заправочная мачта будет снята,
и останется только платформа подвижной пусковой установки.
В платформе вместо одного отверстия для отвода газов бу¬
дут выполнено три, по одному для каждого из РДТТ и одно
для ВКС. Весь ВКС будет опираться на восемь опор (по че¬
тыре на каждый РДТТ), в которых установлены пироболты .
На стартовой площадке устанавливается башня обслужива¬
ния, которая представляет собой основание высотой 70 м
(часть старой башни обслуживания). На этом основании будет
установлен вращающийся отсек для замены полезной нагрузки
- помещение треугольной формы с боковой стороной 15 м и
высотой 21 м.
Назначение отсека - обеспечить защиту от действия окру¬
жающей среды при замене полезной нагрузки, установке и сня¬
тии гондол ДУОМ, РСУ и ВСУ, а также обеспечить доступ
для заправки, слива и т.д. Отсек для замены полезной нагруз¬
ки может поворачиваться на 154° в горизонтальной плоскос¬
ти. Посадка и высадка экипажа будут осуществляться по выд¬
вижному мостику из башни обслуживания.
В состав подвижной пусковой установки входят: система
подачи жидкого кислорода и жидкого водорода; система пода¬
чи газообразного азота, гелия и водорода; система питания;
система водоснабжения; система спасения экипажа.
Например, система подачи жидкого водорода состоит из ре¬
зервуара с вакуумной изоляцией объемом 3320 м3, располо¬
женного приблизительно в 450 м от центра стартовой пло¬
щадки. Там же расположены испарители для наддува, клапаны
управления, система продувки и дренажная магистраль. По
магистрали диаметром 25 см жидкий водород подается к разъ¬
емам подвижной пусковой установки.
Для заправки внешнего бака кислородом и водородом будут
использоваться существующие клапаны и трубопроводы, снятые
с башни обслуживания и установленные на боковой поверхнос¬
ти подвижной пусковой установки.
Цикл наземного обслуживания
Основная задача цикла наземного обслуживания - обеспе¬
чить сборку и обслуживание ВКС (от посадки до старта)
218
за 14 сут или 160 рабочих часов. Это время распределяется
следующим образом (в ч):
посадочная площадка
0,5j
комплекс обслуживания
98,5;
сборочный корпус
37,0;
стартовая площадка
24,0,
Посадка и предварительные^ операции
Посадочный комплекс должен иметь новую взлетно-поса¬
дочную полосу длиной приблизительно 460 м и шириной 90 м
для проведения горизонтальных летных испытаний и посадки
орбитальной ступени ВКС после выполнения орбитального поле¬
та. Посадочная площадка должна иметь обычное оборудование,
чтобы обеспечивать операции как с ВКС, так и с обычными
самолетами.
После того как орбитальная ступень останавливается на по¬
садочной полосе, его встречает наземная команда для прове¬
дения предварительных операций цикла наземного обслужива¬
ния. Происходят высадка экипажа и выгрузка полетной инфор¬
мации. Выключается ВСУ. Одновременно проводятся беглый ос¬
мотр и проверки для определения наличия опасных условий.
Если никаких отклонений нет, то орбитальная ступень транс¬
портируется в комплекс обслуживания.
Послеполетное обслуживание
Комплекс наземного обслуживания ВКС — новое здание,
специально предназначенное для предварительных операций, об¬
служивания и проверок, а также для установки и снятия по¬
лезной нагрузки.
Комплекс разделен на два зала, в каждом из которых раз¬
мещается одна орбитальная ступень. Залы разделены между
собой рабочим отсеком с пожаростойкими стенами, так что
опасные операции, проводимые в одном зале, не влияют на
другой зал.
После доставки орбитальной ступени ВКС в комплекс обс¬
луживания производится его подстыковка к наземному обору¬
дованию и проводятся предварительные операции. По оконча¬
нии предварительных операций блоки ДУОМ, РСУ, дополнитель¬
ные баки ДУОМ (если они установлены) и топливные баки
ВСУ снимаются и перевозятся в комплекс обслуживания сис¬
тем с самовоспламеняющимися компонентами. Доставленная
полезная нагрузка также снимается на этом этапе и переводит¬
ся в комплекс обслуживания полезной нагрузки. Если при
предварительных проверках не было обнаружено никаких откло—
28-2
219
нений, а также в случае ограниченного времени цикла назем¬
ного обслуживания блоки двигательных установок могут не
сниматься с ВКС. Эго изменение требует оценки экономии вре¬
мени в зависимости от влияния на операции обслуживания и
будет определяться требованиями к объему проверок. В насто¬
ящий момент на предварительные операции и снятие блоков
двигательных установок отводится 8 ч.
Обслуживание систем с самовоспламеняющимися компонен¬
тами топлива
Комплекс по обслуживанию таких систем находится на от¬
даленной площадке и предназначен для обслуживания блоков
двигательных установок после их снятия с орбитальной ступе¬
ни. Этот комплекс, ранее использовавшийся в программе Apol¬
lo , позволяет параллельное обслуживание отдельных блоков и
испытание систем при подготовке к следующему полету. Могут
проводить дренаж, промывку и ремонт. Проведение всех этих
операций параллельно с основным обслуживанием ВКС сокра¬
щает продолжительность цикла наземного обслуживания.
После доставки блоки распределяются по отдельным здани¬
ям. В каждом здании проводится работа с летным оборудова¬
нием, включая ремонт, электрические и пневматические провер¬
ки, промывку или продувку. Здесь же расположены магистра¬
ли для ремонта и испытания отдельных элементов систем, ад¬
министрация, склад запасных частей, архив и т.д.
Детальные пневматические и электрические испытания сис¬
тем проводятся с помощью блоков пневмоуправления и обору¬
дования для проверки герметичности с программным управле¬
нием. Максимальное использование автоматических проверок
позволит сократить время проверки систем блоков. Например
проверка регулятора ДУОМ проводится одним оператором с
помощью двух программ. Одна программа предназначена для
управления наддувом бака ДУОМ и поддержания давления и
температуры в заданных пределах. Другая программа осущест¬
вляет выбор регулятора, открытие и закрытие клапанов, конт¬
роль и регистрацию данных. Автоматизация этой проверки поз¬
воляет сократить время проведения с 3 до 16,5 ч.
По мере отработки систем глубина проверок и широта ох¬
вата могут быть снижены. Это зависит от летных характерис¬
тик и надежности.
Общее время обслуживания на этом комплексе 42 ч.
Предполетное обслуживание. После проверки в комплексе
по обслуживанию систем с самовоспламеняющимися компонен-
220
теми блоки двигательных установок устанавливаются на орби¬
тальную ступень ВКС для проведения комплексных испытаний.
Проводится проверка электро—, гидро— и пневморазъемов. Об¬
щее время, отводимое на установку и проверочные испытания
блоков, 11 ч.
После проверок орбитальная ступень транспортируется в
сборочный корпус, где к нему подстыковываются внешний бак
и твердотопливные бустеры. ЛА устанавливается на подвиж¬
ную пусковую платформу и гусеничным транспортером перево¬
зится на стартовую площадку.
Пусковая установка устанавливается над газоотводящим ка¬
налом и крепится к башне обслуживания.
Далее начинается подготовка к заправке высококипящих
компонентов топлива. Она состоит в подсоединении 34 гидро-
разъемов и шести разъемов гелия высокого давления.
Первоначально предполагалось, чтобы блоки двигательных
установок заправлялись до летной загрузки при низких давле¬
ниях до установки на ВКС и дозаправлялись на стартовой пло¬
щадке. Однако различные изменения привели к ужесточению
требований к наземным и бортовым системам, которые долж¬
ны обеспечить заправку в течение 4 ч. Для достижения этих
целей в настоящий момент проводятся обширные исследования.
Рассматриваются вопросы замены ручного подсоединения разъ¬
емов дистанционным, уменьшения числа разъемов, исключе¬
ния термостатирования компонентов, объединения задних бло¬
ков ДУОМ и РСУ, замены двигателей ДУОМ на дополнитель¬
ные двигатели РСУ, снижения допусков на заправку. Эти ис¬
следования окажут большое влияние на весовые ограничения и
общую компоновку.
Изменения в методике заправки блоков ДУОМ и РСУ, свя¬
занные с допуском на заправку 10,5%, исключают использо¬
вание точечных датчиков количества компонентов. Рассматри¬
ваются два варианта схем заправки. Один с использованием
расходомеров, откалиброванных в реальном масштабе времени,
вместо точечных датчиков.
Другой метод предусматривает использование бака с точ¬
ным объемом для дозаправки нужного количества топлива
после замыкания ближайшего точечного датчика.
Заправка гелия высокого давления не требует особой мето¬
дики.
Основное изменение в методике заправки криогенных ком¬
понентов состоит в переходе к одновременной заправке жидко¬
го кислорода и жидкого водорода. Эго позволяет существенно
сократить время заправки.
221
В последнее время начато исследование возможностей пол¬
ного отказа от ВРД для горизонтальных испытаний и перегон¬
ки орбитальных ступеней между базами. Вместо этого предла¬
гается перевозить орбитальные ступени на модернизированных
тяжелых самолетах и использовать эти же самолеты для го¬
ризонтальных испытаний. Дело в том, что проектирование ор¬
битальной ступени в расчете на быструю установку и снятие
ВРД приведет к увеличению стоимости, сложности и массы
ВКС. Кроме того, аэродинамика орбитальной ступени оптимизи¬
руется относительно больших скоростей и высот и не рассчи¬
тана на малые скорости и высоты крейсерского полета. При
наличии пяти ВРД дальность полета орбитальной ступени без
дозаправки составит не более 800 км. Таким образом, для
перегонки орбитальной ступени между восточной и западной
базами потребуется или разработка методов заправки в возду¬
хе, или создание дорогостоящей наземной системы снабжения
и заправки горючим. Перевозка орбитальной ступени на верх¬
ней подвеске с помощью тяжелого транспортного самолета
исключит весовые потери и в сумме, по оценкам NASA, мо¬
жет оказаться значительно дешевле, чем вариант с установ¬
кой ВРД. Фирмы Lockheed Aircraft Corp. и Boeing Со. закон¬
чили изучение возможностей применения самолетов С—5А и
747 соответственно в качестве носителей орбитальной ступени.
Каждый самолет может перевозить орбитальную ступень на
значительные расстояния, однако до сих пор сомнительна воз¬
можность сброса ступени в полете для ее горизонтальных ис¬
пытаний. Кроме указанных выше самолетов NASA рассматри¬
вает схемы использовавшихся для транспортировки элементов
системы Apollo/Satum.
Фирма Lockheed предложила модифицировать три самолета
С—5А для быстрой установки на них несушей конструкции, ко¬
торая будет передавать вес орбитальной ступени фюзеляжу но¬
сителя. Фирма Boeing предложила модифицировать свой экспе¬
риментальный самолет 747 (№ 1) для продажи или аренды
NASA в качестве носителя. Оборудованный новейшими двигате¬
лями JT9D—7 самолет 747 сможет осуществлять беспоса¬
дочные трансконтинентальные перелеты с орбитальной ступенью
на верхней подвеске. Для крепления ступени к носителю будут
использоваться те же узлы, что и для стыковки ее с внешним
баком. На самолете-носителе должна быть установлена фер¬
менная конструкция, аналогичная той, которая предложена для
С-5А.
Ранее NASA планировало проводить горизонтальные летные
222
испытания с привлечением обоих экспериментальных образцов
ВКС. Однако если будет выбран вариант без установки ВРД
на орбитальной ступени, то в горизонтальных летных испыта¬
ниях будет участвовать только орбитальная ступень № 1, а
ступень № 2 должна готовиться непосредственно к вертикаль¬
ным летным испытаниям.
В процессе исследования варианта горизонтальных испыта¬
ний с использованием самолета—носителя большое внимание
уделяется методам расцепки. В частности, предполагается
выводить носитель к моменту расцепки на угол атаки, соот¬
ветствующий максимальному сопротивлению, и реверсировать
тягу двух двигателей. После расцепки орбитальная ступень
должна уходить вверх и вперед от самолета-носителя. Возмож¬
но использование блоков ЖРД на орбитальной ступени, если
пассивные методы расцепки окажутся непригодными. Изучают¬
ся также способы отделения и спасения кормового обтекателя,
выполненного из стекловолокна. Этот обтекатель будет прик¬
репляться к задней части орбитальной ступени для уменьшения
воздействия турбулентного потока на вертикальное оперение
носителя. Руководители программы в настоящее время рас¬
сматривают целесообразность изготовления полномасштабного
макета орбитальной ступени для динамических летных испыта¬
ний совместно с самолетом—носителем.
Программа наземных испытаний систем и элементов ВКС
является развитием прошлых авиационных и космических прог¬
рамм, и ее структура обеспечивает баланс между техническим
риском и стоимостью испытательного оборудования. Каждое
испытание рассматривается как часть единого процесса обес¬
печения требуемой вероятности работоспособности системы и
заканчивается оценкой и приемкой изделия перед летными
испытаниями. Программы Mercury, Gemini и Apollo , а также
опыт разработки серийных и экспериментальных самолетов
создали необходимую основу для формулирования требований к
наземным испытаниям орбитальной ступени. Аналогично, тре¬
бования к наземным испытаниям двигательной установки для
ВКС были выработаны на основе результатов таких программ,
как Thor, Atlas, Titan и Saturn. Экземпляр № 1 орбитальной
ступени должен пройти виброиспытания в горизонтальном по¬
ложении, прочностные испытания, а также испытания электрон¬
ной аппаратуры и системы управления. После этого он будет
использоваться для горизонтальных летных испытаний. Экземп¬
ляр Ns 2 пройдет виброиспытания в вертикальном положении,
виброакустические и термобароиспытания. Кроме того, должны
223
быть проведены испытания маршевой двигательной установки.
После этого экземпляр № 2 будет использован для вертикаль¬
ных летных испытаний. Указанным испытаниям должны пред¬
шествовать многочисленные проверки и испытания элементов и
подсистем. В соответствии с поэтапным подходом к летным
испытаниям экземпляр № 1 орбитальной ступени, предназна¬
ченный для горизонтальных испытаний, должен быть полностью
оборудован теплозащитой для проверки ее влияния на аэроди¬
намические характеристики. На этом экземпляре также при¬
дется установить вспомогательную силовую установку, пос¬
кольку на нем будут отсутствовать ВРД. Для имитации весо¬
вой компоновки придется использовать систему грузов, заме¬
няющих маршевую двигательную установку.
Испытания элементов маршевой двигательной установки для
ВКС уже начались. 15 апреля 1974 г. был выполнен пер¬
вый отжиг предкамеры ЖРД, длившийся 3,5 с. Этот экспери¬
мент, а также испытания других элементов маршевого ЖРД
проводятся на стендах фирмы Rocketdyne. Двигатель в сборе
будет испытываться на модифицированных стендах Миссисипс¬
кого испытательного комплекса, принадлежащего NASA и ис¬
пользовавшегося ранее для наземной отработки ступеней РН
Sa turn.
Функциональная интеграция и испытания электронного обо¬
рудования и соответствующих алгоритмов будет производиться
в специальной Лаборатории интеграции бортовой аппаратуры
ВКС, которая строится в Центре космических полетов им.
Джонсона. Здесь будут испытываться готовые образцы в усло¬
виях физической и электрической среды, создаваемой осталь¬
ными элементами оборудования, с учетом пространственного
размещения, реальных характеристик электропроводки, соеди¬
нений и т.д. Предполагается испытывать как отдельные эле¬
менты оборудования, так и системы в целом с имитацией ре¬
зервирования и условий полета. Для имитации реальной обста¬
новки предусматривается включение в моделирование уравне¬
ний динамики полета и имитаторов визуальной обстановки.
Комплекс моделирующих стендов позволит испытывать реаль¬
ное оборудование в условиях, приближающихся к реальному по¬
лету, с включением человека-юператора в контур управления.
В соответствии с программой вертикальных летных испыта¬
ний предусматривается шесть запусков ВКС с космодрома им.
Кеннеди во Флориде. Каждый из запусков должен включать
вертикальный старт, выход на орбиту, вход в атмосферу и по¬
садку. В процессе испытаний будут отрабатываться управле—
224
ние и динамика на этапе выведения, отделение разгонных
РДТТ, отделение внешнего бака, спасение корпусов РДТТ, ус¬
ловия входа в атмосферу внешнего бака, функционирование
двигателей орбитального маневрирования при выходе на орбиту,
управление ориентацией и маневрирование с использованием
газодинамической системы, сход с орбиты, управление на эта¬
пе входа в атмосферу, заход на посадку и посадка. Во время
летных испытаний на борту ВКС будет устанавливаться мно¬
жество датчиков для телеметрического контроля параметров
движения и характеристик систем.
Для обучения экипажей предполагается использовать два
модифицированных реактивных самолета, оборудованных орга¬
нами управления и индикаторами специального типа для досто¬
верного воспроизведения характеристик управляемости ВКС.
Особое внимание будет уделяться отработке техники пилотирова¬
ния при планирующем заходе на посадку. После ввода в эксплу¬
атацию парка ВКС тренировки экипажа будет осуществляться
на наземном тренажере с подвижным основанием. Тренажер
позволит воспроизводить все этапы полета ВКС от старта до
посадки. Впоследствии в полетах на ВКС будут принимать
участие ученые и инженеры, причем условия полета позволят
обходиться без интенсивной программы тренировок. Подготов¬
ка к полетам будет ограничиваться ознакомлением с услови¬
ями космического пространства, общими характеристиками сис¬
тем и операционными процедурами. Объем работы на тренаже¬
ре будет минимальным. Совместные тренировки специалистов и
экипажа будут начинаться за несколько недель до полета. Та¬
ким образом, полный объем тренировок для некосмонавтов
будет измеряться неделями, а не годами, как раньше.
3.3 Состояние и развитие программы создания ВКС
[24x35, 62x64, 1394-141, 2444-263]
В течение декабря 1974 г. руководители NASA совмест¬
но с представителями главных подрядчиков обсудили и сфор¬
мулировали ряд изменений, позволяющих сократить стои¬
мость программы создания ВКС. Эти меры были предприняты
в связи с нарастающей инфляцией, степень которой достигла
9% в год. Сначала рассматривалось около 40 изменений, но
после анализа это число сократилось примерно до 25. Пзмене*-
ния касаются главным образом некоторых испытаний, построй-
29-1
225
ки отдельных объектов и сооружений и задержек закупки обо¬
рудования. График создания ВКС тем не менее остается в ос¬
новном неизменным. В результате всех изменений общая стои¬
мость программы возрастает, но это позволит снизить расхо¬
ды на ближайшее время. Наиболее существенным изменением
программы является задержка изготовления второго летного
образца орбитальной ступени для вертикальных испытаний и
постройки второй стартовой площадки на космодроме им. Кен¬
неди. Ранее предполагалось, что немедленно после изготовле¬
ния первого летного образца орбитальной ступени (№ 102)
подрядчик приступит к постройке второго такого же образца
(№ 103). В соответствии с принятым NASA решением сра¬
зу же после окончания горизонтальных испытаний будут произ¬
ведены ремонт и переоборудование орбитальной ступени N? 101
для орбитальных полетов, а образец № 103 будет построен не
ранее чем через 15+18 мес. Это решение еше не является
окончательным и будет подтверждено примерно через год.
Постройка второго стартового комплекса на космодроме
им. Кеннеди, включающего здание подготовки орбитальной сту¬
пени, два вертикальных транспортера, пост управления и про¬
чее оборудование, будет отложена на срок от 3 мес. до 2 лет.
Ранее предполагалось, что второй комплекс вступит в строй
к началу регулярных рейсов ВКС.
Постройка первого (основного) комплекса продолжается
в соответствии с первоначальным графиком. Как видно на
рис. 3 8 и 39, посадочная полоса на мысе Канаверал постепен¬
но приобретает окончательный вид. Стрелками на рис. 38
указаны: А - посадочная полоса для приема орбитальных сту¬
пеней; В - дорога, по которой орбитальные ступени будут
буксироваться после посадки к зданию вертикальной сборки;
С - площадка для испытаний первых ступеней PH Saturn V ,
которая оставлена в качестве местной достопримечательности
для посещения туристами. Покрытие на посадочную полосу
должно быть нанесено к концу 1975 г. Длина полосы соста¬
вит 4,5 км (плюс две резервные зоны длиной 300 м каждая
в начале и в конце полосы), ширина 90 м. На рис. 39 поло¬
са тянется с юга на север; именно в этом направлении будут
совершать посадку орбитальные ступени после большинства опе¬
раций.
Объявлено также о задержке разработки новых скафандров
и портативной установки для автономного маневрирования,
которые должны были использоваться при выходе в открытый
космос членов экипажей ВКС. Решено, что в начальный пери-
226
од эксплуатации ВКС будет применяться оборудование типа то¬
го, которое использовалось в ходе программы Apollo. Согласно
имеющимся планам в течение первых двух лет эксплуатации
ВКС выход членов экипажей в открытый космос не потребует¬
ся, однако опыт программы Sky lab показывает, что в этом
может возникнуть необходимость при аварийной ситуации. Ре¬
шено также отказаться от постройки аварийного заграждения
вдоль посадочной полосы, поскольку, по данным анализа, во
время посадки орбитальной ступени такие заграждения не по¬
надобятся.
Одна из мер экономии сводится к отказу от постройки спе¬
циального здания на космодроме им. Кеннеди для предваритель¬
ной подготовки разгонных РДТТ (установки обтекателей и па¬
рашютной системы). В результате переговоров между NASA
и ВВС было принято решение о том, что эти операции будут
производиться в здании сборки РДТТ рядом с комплексами
Рис. 38
29-2
227
Рис. 39
40 и 41, которые принадлежат ВВС и используются для за¬
пусков PH Titan III.
NASA предполагает отменить отдельные вибрационные ис¬
пытания крыла и вертикального стабилизатора в надежде полу¬
чить необходимые данные во время испытаний всего планера.
Кроме того, возможен перенос калибровочных испытаний пол¬
ностью заправленного топливного бака из Миссисипского испы¬
тательного комплекса на космодром им. Кеннеди, где эти ис¬
пытания будут проводиться совместно с первым образцом орби¬
тальной ступени.
Фирмы—подрядчики испытывают серьезные затруднения при
финансировании работ по созданию элементов ВКС, поскольку
228
отпускаемых средств оказывается недостаточно для закупки
материалов и оплаты труда специалистов и рабочих из-за непре¬
рывно продолжающегося инфляционного процесса. Головной раз¬
работчик орбитальной ступени — Космическое отделение фирмы
Rockwell International в г. Дауни — к началу 1975 г. вы¬
нуждено было уволить около 400 чел. участвовавших в прог¬
рамме, в результате общее количество занятых в программе
ВКС на этой фирме уменьшилось до 11200 чел.
Пытаясь приобрести поддержку в различных кругах населе¬
ния США и настроить общественное мнение в пользу програм¬
мы создания ВКС, NASA и ряд фирм—подрядчиков развертыва¬
ет компанию по пропаганде программы. В частности, фирма
Beech Aircraft Corp, назначила специального представителя для
информирования радио- и телевизионных аудиторий, а также раз¬
личных клубов о задачах программы и той выгоды, которую
принесет создание ВКС. Для уточнения объема перевозок на
период интенсивной эксплуатации ВКС (1985-1995 гг.) NASA
заказало фирме Boeing Aerospace Со. соответствующее иссле¬
дование. Исследование, которое обойдется в 149 тыс.долл.
будет состоять из двух этапов. На первом этапе фирма-подрядг-
чик должна рассмотреть цели предложенных программ, степень
использования оборудования, потребности в персонале, объем
потребной информации и т.п. аспекты. На втором этапе будут
определены варианты транспортных космических систем, необ¬
ходимые для различных космических операций. Руководитель
работ, Гордон Вудкок заявил, что такие потенциальные програм¬
мы, как создание космической станции на геостационарной
орбите и удаление радиоактивных отходов атомной промышлен¬
ности в космическое пространство, явно потребует применения
более мощных транспортных средств, чем система на базе
ВКС.
Изменения в программе создания ВКС и его проекта свя¬
заны не только с попытками уменьшить стоимость программы,
но и с получением более точных оценок условий функциониро¬
вания системы. Эти изменения заключаются в следующем.
Створки люка грузового отсека будут изготовляться не из
алюминиевого композитного материала, как предполагалось
ранее, а из графито—эпоксидного материала, что позволит
уменьшить массу изделия на 410 кг. Благодаря меньшему
коэффициенту теплового расширения нового материала можно
будет увеличить допуски на нагрев орбитальной ступени. Гра¬
фито—эпоксидные створки обойдутся дороже, но зато это поз¬
волит исключить дорогостоящие испытания, которые предусмат*-
229
ривалось провести в случае алюминиевой конструкции. Возрас¬
тание стоимости составит не более 1 млн.долл. по отношению
к обшей стоимости изделия 25 млн.долл. для каждой орбиталь¬
ной ступени. С другой стороны, применение нового материала
привело к сокращению обшей массы орбитальной ступени, кото¬
рая теперь на 900 кг меньше заданной величины (68 т).
В результате выполнения исследовательской программы
было выяснено, что небольшие РДТТ, предусмотренные для от¬
деления от орбитальной ступени разгонных ускорителей, не
окажут вредного воздействия на обшивку орбитальной ступени,
если увеличить их тягу и сократить время работы. На разра¬
ботку этих двигателей NASA предполагает объявить конкурс в
ближайшее время. Сообщалось также о решении использовать
новый теплозащитный материал для защиты поверхности внеш¬
него топливного бака от аэродинамического нагрева.
Дополнительные изменения могут быть связаны с заменой
химического состава топлива разгонных РДТТ, если выяснит¬
ся, что принятый сейчас состав может оказывать вредное
воздействие на окружающую среду. В настоящее время NASA
проводит самостоятельные исследования этой проблемы. Иссле¬
дование призвано ответить на следующие вопросы:
1) каким будет общее влияние полете® ВКС на слой озо¬
на в земной атсофере;
2) как может повлиять уменьшение количества озона в ат¬
мосфере на степень раковых заболеваний;
3) что можно сделать для решения проблемы, если оставить
прежним состав топлива разгонных РДТТ.
Согласно заявлению представителей NASA современная
оценка степени уменьшения количества озона в верхней ат¬
мосфере составляет 0,02+2%, причем наиболее правдоподоб¬
ной величиной считается 0,4% (в расчете на 60 рейсов ВКС
в год). Вероятными альтернативами топлива могут быть смеси
нитрат аммония (полиуретан и нитрамин) триметилолэтаптри-
нитрат. В настоящее время в качестве топлива для разгонных
РДТТ предусматривается использование смеси перхлората ам¬
мония с полибутадиеном. Если переход к другому топливу ока¬
жется необходимым, то это будет означать замену не всего
порохового заряда, а только его внешнего слоя, в то время
как внутренняя часть будет изготовляться из прежнего мате¬
риала. На участке выведения ВКС сначала должна выгорать
внутренняя часть пороховой шашки РДТТ, а на большей высоте
будет выгорать внешний слой, продукты горения которого не
повлияют на содержание озона. Окончательное решение по это-
230
му вопросу ожидается не ранее начала 1976 г. Что касается
топлива для маршевых ЖРД, то NASA уже сейчас предпринимает
поиски поставщиков жидкого водорода для обеспечения нужд
своих центров и космодромов с учетом предстоящей отработки
и эксплуатации ВКС. Основными потребителями жидкого водо¬
рода в рамках программы создания ВКС сейчас являются
Центр космических полетов к им. Маршалла и Национальный
центр космической техники в Миссури. Позднее к ним присое¬
динится космический центр им. Кеннеди. NASA объявило зап¬
рос на предложения от фирм, касающиеся поставок водорода с
апреля 1975 г. по март 1983 г.
Отделение Rocketdyne фирмы Rockwell сообщило об успеш¬
ных испытаниях сдвоенной предкамеры маршевого ЖРД для
ВКС. Было достигнуто одновременное зажигание в обеих пред¬
камерах, которые являются источником горячих газов для тур¬
бонасосных агрегатов линий окислителя и горючего. Максималь¬
ное давление в камерах составило 43,5 МПа, что в шесть раз
больше давления в камере ЖРД J—2, использовавшихся на
PH Saturn V. Последующие испытания агрегатов и подсистем
будут проводиться на стендах фирмы, в то время как весь
двигатель должен испытываться в лабораториях Национального
центра космической техники.
В процессе подготовки орбитальной ступении к горизонталь¬
ным летным испытаниям орбитальной ступени, запланированным
на 1977 г., заканчиваются проектирование и доводка важней¬
ших подсистем, которые будут использоваться в этих испыта¬
ниях. Авиакосмическое отделение фирмы Honeywell объявило
о завершении разработки той части системы управления полетам,
которая потребуется для горизонтальных испытаний. Проекти¬
рование остальных элементов системы продолжается. Фирма
Honeywell уже поставила главному подрядчику большую часть
лабораторных образцов оборудования, входящего в систему
управления полетом; в начале 1975 г. должны были посту¬
пить первые летные образцы оборудования.
Полная сумма расходов на создание транспортной космичес¬
кой системы по-прежнему вызывает сомнения У ряда сенато¬
ров США. Сенатор У. Проксмайр, один из основных противни¬
ков программы, вновь поднял этот вопрос в сенате. Он огла¬
сил некоторые выводы из отчета Главного ревизионного уп¬
равления и предупредил, что перерасход средств на создание
ВКС может оказаться довольно значительным. Сенатор Прок—
смайр, который является председателем сенатской подкомиссии,
отвечающей за финансирование деятельности NASA, перечислил
231
ряд пунктов, из-за которых современная оценка стоимости
программы может оказаться несостоятельной. В числе этих
пунктов: 1) NASA продолжает использовать в своих экономи¬
ческих оценках 5%-ный фактор инфляции, несмотря на то, что
цены в промышленности США . возрастают сейчас на 20% еже¬
годно; 2) до сих пор не принято окончательного решения о
приобретении ВВС США двух из пяти запланированных орбиталь¬
ных ступеней, стоимость которых составит 559 млн.долл.;
3) не проводилось еще слушание вопроса о воздействии ВКС
на окружающую среду; 4) использование промежуточной ракет¬
ной ступени вместо многоразового МТА в течение первых
3,5 лет эксплуатации ВКС приведет к экономическим потерям
порядка 125-^-150 млн.долл.; 5) отказ от некоторых работ по
программе приведет к сдвигу графика и значительному перерас¬
ходу в последующие годы. Сенатор заявил, что он поставит
все эти вопросы перед сенатом при обсуждении бюджета прог¬
раммы. 'Истинная стоимость Spaceplane (ВКС) слишком дол¬
го скрывалась, — сказал он. Если при создании Spaceplane
(ВКС) возникнут проблемы, то будут исключаться другие
программы NASA в области космических исследований, а это
может иметь серьезные последствия для роли NASA в научном,
мире'.
Промежуточный вариант межорбитальной ракетной ступени
разрабатывается в данное время под руководством ВВС США,
которые выдали 9-месячные контракты фирмам-разработчикам
на предварительное проектирование пяти ракетных ступеней:
Agena, Burner II, Centaur, Delta и Transtage. Каждая из
участвующих в работе фирм рассматривает три варианта: одно¬
разовую ступень, многоразовую ступень и укороченный вариант
ступени для выведения полезных нагрузок большой длины.
Летом 1975 г. ВВС с помощью NASA должны выбрать
одну из ступеней, после чего в 1976 финансовом году долж¬
но начаться окончательное проектирование, а в 1977 финан¬
совом году - модификации ступени. Кроме того, NASA предпо¬
лагает выбрать промежуточную ступень, которая позволяла бы
осуществлять запуски межпланетных КА. На эти работы, а
также на предварительные исследования многоразового МТА
NASA запросило в 1976 финансовом году около 3,4 млн.долл.
В качестве первых шагов по разработке многоразового аппа¬
рата запланированы испытания модифицированного ЯСРД RL—10
и исследования в области стыковочных механизмов, систем
навигации и управления и т.п. По современным оценкам, мас¬
са межорбитального аппарата должна составлять 25,7 т, дли—
232
на 9 м и диаметр 4,57 м. Он должен обеспечивать доставку
на геостационарную орбиту полезной нагрузки массой 3,6 т,
или возвращение с геостационарной орбиты полезной нагрузки
массой 1600 кг или же доставку туда и обратно груза мас¬
сой 900 кг. В настоящее время проводится оценка потенциаль¬
ных грузопотоков и типажа полезных нагрузок. В рамках этих
исследований фирма TRW по контракту стоимостью
98 тыс.долл, провела изучение методов изготовления научных
приборов для размещения на борту . ВКС. Уточняется также
состав экспериментального оборудования на борту летного
блока Spacelab, разработку которого ведет фирма VFW—Fokker/
ERND (ФРГ), В частности, состав экспериментов для иссле¬
дований магнитосферы, атмосферы Земли и межпланетной
плазмы будет определять Центр космических полетов им. Мар¬
шалла, которому эти работы поручены Отделом космических
исследований центрального аппарата NASA.
Для повышения эффективности руководства ходом работ
NASA сформировало административную группу, аналогичную той,
которая руководила программой Apollo. В нее вошли высшие
представители администрации головных подрядчиков и наибо¬
лее крупных субподрядчиков. Состоялись первые заседания
этой группы, в которых участвовали руководители соответст¬
вующих отделов центрального аппарата NASA и директора
космических центров им. Джонсона, Кеннеди и Маршалла.
Министерство обороны США является одним их основных
потребителей создаваемого NASA ВКС. Требования военных
организаций учитываются во всех модификациях ВКС, в том
числе и в последней модификации, предложенной головным под-t
рядчиком. Участие министерства обороны в создании ВКС осу —
шествляется через Отдел транспортной космической системы
Организации по ракетным и космическим системам (SAMSO),
входящей в ВВС США, и Комитет по эксплуатации ВКС, не¬
давно образованный в центральном аппарате ВВС. Отдел транс¬
портной космической системы, который возглавляет полковник
Ховард Дэвис, отвечает за координацию полезных нагрузок
применительно к ВКС для всех родов войск и поддерживает
связь с ведущими научно-исследовательскими центрами NASA.
Комимтет по эксплуатации ВКС, возглавляемый руководителем
космических исследований из Отдела помощника начальника
штаба ВВС по научно-исследовательским и опытно-конструк¬
торским работам, отвечает за формулирование тактико-техни¬
ческих требований к ВКС и поддерживает контакт с централь¬
ным аппаратом NASA. Согласно заявлению Дэвиса NASA несет
233
30-1
полную ответственность за разработку ВКС, но министерство
обороны осуществляет контроль за удовлетворением требований
к системе, выполнение которых гарантирует возможность осу¬
ществления всех военных операций. Необходимость такого конт¬
роля Дэвис объясняет тем, что для NASA в министерства
обороны требуются различные операционные ситуации и это
различие влияет на некоторые конструктивные особенности
ВКС и его энергетические характеристики. До сих пор минис¬
терство обороны на программу создания ВКС тратило до¬
вольно небольшие средства, которые шли главным образом на
организационные цели. Однако для некоторых элементов систе¬
мы ВВС США будет играть роль субподрядчика. В частности,
к таким элементам относятся ВРД для горизонтальных испы¬
таний и для перегонки ВКС к месту старта. В дальнейшем
ВВС предстоит финансировать постройку стартово-посадочного
комплекса на базе Ванденберг. Однако точная дата начала ра¬
бот еще не определена, поскольку не назначена дата ввода в
строй этого комплекса. В настоящее время представители
NASA и ВВС США разрабатывают единый план эксплуатации
ВКС, включающий все аспекты программы — от тренировки
космонавтов до формулирования оперативных требований к
полезным нагрузкам. Военные и гражданские объекты будут
запускаться как с базы Ванденберг, так и из космического
центра им. Кеннеди. При запуске того или иного объекта
предстартовую подготовку будут контролировать представите¬
ли соответствующей организации, однако руководить запуском
должна огранизапия, с комплекса которой осуществляется
запуск. Министерство обороны предполагает запускать с по¬
мощью ВКС примерно такие же объекты, которые выводят¬
ся в настоящее время одноразовыми РН, главным образом раз¬
ведывательные спутники и ИСЗ связи. Степень участия экипа¬
жей ВКС в обслуживании военных полезных нагрузок еще
не определена и должна выявиться в начале эксплуатации ВКС.
Сейчас еше слишком рано рассматривать подробности, связан¬
ные с отбором и подготовкой экипажей для ВКС. По-видимо¬
му, гражданские и военные экипажи будут готовиться в об¬
щем центре, руководимом NASA.Это значит, что экипажи
NASA и министерства обороны будут полностью взаимозаменя¬
емыми от операции к операции. Кроме того}такой подход поз¬
волит сократить общие расходы на программу, поскольку дуб¬
лирование тренировочных процедур и комплексов будет сведе¬
но к минимуму. Все ВКС, входящие в оперативный флот авиа¬
космических средств (пять орбитальных ступеней), будут стан-
234
дартизованы применительно как к военным, так и к гражданс¬
ким рейсам. Это относится ко всем основным системам ВКС,
а также к маркировке и обозначениям. Возможно, что в про¬
цессе эксплуатации тот или иной ВКС будет запускаться с ба¬
зы Ванденберг, выводить на орбиты объекты NASA и минис¬
терства обороны, а затем перегоняться на космодром им.
Кеннеди.
3.4 Участие космонавтов США в программе
создания ВКС [ 89 ]
Почти все члены отряда космонавтов NASA принимают ак¬
тивное участие в разработке систем ВКС и планировании опе¬
раций с его применением. В Центре космических полетов им.
Джонсона создан специальный отдел по отработке летных опе¬
раций ВКС во главе с Т. Мэттингли, который входил в запас¬
ные экипажи для КК Apollo -8 и -11 и был пилотом команд¬
ного отсека КК Apollo —16. Космонавты участвуют в исследо¬
вании характеристик различных вариантов системы управления
полетом с помощью тренажеров, установленных в центре им.
Джонсона и на фирме Rockwell International. В настоящее
время Центр им. Джонсона использует переоборудованный ими¬
татор лунной кабины, в цифровую часть которого введены аэ¬
родинамические характеристики и прочие параметры ВКС. В
октябре 1974 г. Центр предполагал заключить контракт с
одной из промышленных фирм на постройку специализированно¬
го стенда, который будет впоследствии играть роль имитатора
полета ВКС для обучения наземного персонала и контроля хо¬
да полета в реальном масштабе времени. Ввод стенда в эксп¬
луатацию запланирован на 1 июня 1976 г. Группа космонав¬
тов провела серию имитационных полетов на тренажере голов¬
ного разработчика (около 130 реализаций за один день) для
оценки управляемости ВКС в режиме захода На посадку. В
конце июня 1974 г. проводилась серия испытаний на центри¬
фуге Научно-исследовательского центра морской авиации ВМС
США. В процессе испытаний имитировался этап выведения для
оценки способности космонавтов работать с оборудованием ка¬
бины экипажа при воздействии перегрузок. При отработке сис¬
темы управления большое внимание уделяется необходимой сте¬
пени резервировашгя элементов для обеспечения надежного уп¬
равления статистически неустойчивым ЛА при отказах отдель¬
ных элементе®. Кроме того, изучаются целесообразные спосо—
235
30-2
бы раннего предупреждения экипажа об ухудшении характерис¬
тик систем и предстоящих отказах для своевременного перехо¬
да к другим режимам управления. Эти способы исследуются
в широком диапазоне траекторных параметре®. Другой облас¬
тью участия космонавтов является разработка универсальной
системы бортовой .диагностики и контроля за состоянием
систем. В процессе разработки выявляется оптимальный сос¬
тав выходных параметров, предоставляемых экипажу во время
полета доя оценки качества функционирования бортовых систем.
Важность этой работы определяется тем обстоятельством, что
системы ВКС должны функционировать с гораздо меньшей за¬
висимостью от наземных станций, чем это было в случае всех
предыдущих КК. Космонавты вместе с инженерами выявляют
системы, состояние которых должно отражаться на приборной
панели, определяют рациональную форму представления инфор¬
мации и принимают участие в создании соответствующих ма¬
шинных программ для бортовых ®М. Наконец, еще одно нап¬
равление работ, в котором участие космонавтов является аб¬
солютно необходимым, заключается в подготовке и обучении
экипажей ВКС.
Глава 4
АНАЛИЗ СУЩЕСТВУЮЩИХ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ
СРЕДСТВ И ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ
РАЗВИТИЯ ПРОЕКТА ВКС
4.1. Анализ возможностей существующих транспортных
космических средств США
Представляет интерес оценка существующих транспортных
космических средств, которые сейчас представляют собой од¬
норазовые ракетные системы, но в будущем должны быть вы¬
теснены многоразовыми системами, и в первую очередь ВКС
[ 142].
Современная экономика требует, чтобы РН, с одной сторо¬
ны, отвлекали на себя как можно меньшую часть национального
и международного космических бюджетов, а в другой - обес¬
печивали выполнение всех операционных условий при как можно
более высокой надежности. Удовлетворение этим противоречи¬
вым требованиям представляет значительные трудности как в
техническом плане, так и в области руководства, особенно с
236
учетом того факта, что после 1975 г. должна быть свернута
разработка новых РН в расчете на появление многоразовой
транспортной системы.
Современной американской программой разработки п экс¬
плуатации РН совместно руководят NASA и министерство обо¬
роны. В центральном аппарате NASA ответственность за прог¬
раммы разработки РН и двигательных установок (LVPP—La¬
unch Vehicle and Propulsion Programs) возложена на бюро косми¬
ческих наук (OSS—Office of Space Science). В соответствии
с LVPP за конкретные системы отвечают различные центры
NASA. В рамках министерства обороны соответствующие рабо¬
ты курирует Отдел программы по системам РН для косми¬
ческих объектов (Space Launch Vehicles System Program Office),
входящий в Организацию по космическим и ракетным
системам (SAMSO — Space and Missile Systems Organization).
Все службы ВВС США размещены на Лос-Анджелесской стан¬
ции ВВС в Калифорнии [142].
Хотя между функциями этих организаций и существует не¬
которое дублирование, в целом они взаимно дополняют одна
другую и не являются избыточными. Некоторые РН относятся
только к компетенции N ASA, а другими занимаются исключи¬
тельно ВВС. В настоящее время ответственность за отдель¬
ные РН распределяется следующим образом:
ВВС (SAMSO) : PH LVy2F (модифицированная БРСД Thor)
Atlas F (модифицированная МБР)
Стандартная PH SLV—3 (Atlas)
Стандартная PH SLV—5 (Titan III)
Burner II/ПА
Agen а
Transtage (переходная ракетная ступень)
NASA (OSS): Scout
Thor
Centaur
Delta
Семейство PH Satum, которое курирует Отдел пилотируемых
КК центрального аппарата N ASA , не вошло в этот список,
поскольку эта система снята с производства. Изготовленное
ранее оборудование частично предназначено для запланирован¬
ных запусков пилотируемых объектов и частично законсервиро¬
вано для возможного использования в будущем.
На практике разделение функций между организациями явля¬
ется более сложным, чем это может показаться с первого
взгляда. Например, PH Scout, Thor/Delta и ракетная ступень
Centaur закупаются NASA для некоторых запусков, проводи—
237
мых министерством обороны, в то время как ВВС поставляет
PH Titan III С для прикладных ИСЗ ATS—F и G, запускаемых
NASA. Еще более сложное взаимодействие осуществляется в хо¬
де программ Helios и Viking, для которых используется раз¬
работанная под руководством ВВС PH Titan III совместно со
ступенью Centaur. Каждая организация в настоящее время
возмещает другой организации средства, вложенные в изготов¬
ление оборудования и обеспечение операций. В тех случаях,
когда какая-либо из этих организаций обслуживает неправи¬
тельственных потребителей, к этим средствам добавляется оп¬
лата рабочей силы и административных расходов.
С учетом имеющихся верхних ступеней, обтекателей и бо¬
ковых ускорителей можно считать, что в настоящее время
США раполагают более чем 20 полностью самостоятельными
типами РН. Возможно также множество дополнительных пере¬
становок, например использование верхней ступени Delta сов¬
местно с PH Atlas, установка верхних ступеней Bruner—II
и 0V—1 на PH Titan III В или применение больших боковых
ускорителей для PH Thor/Delta. Такие возможности изучают¬
ся в процессе планирования операций для оценки перспектив
повышения энергетического ресурса или сокращения стоимости
с использованием имеющегося оборудования. Некоторые из ком¬
бинаций ракетных ступеней будут рассмотрены ниже.
Современное состояние программы РН является результатом
длительной эволюции долгосрочных программ, начатых в конце
50нх - начале 60-х годов. Системы Thor, Atlas и Titan
разрабатывались для обеспечения национальной безопасности,
но впоследствии они составили естественную базу для созда¬
ния семейства РН. Некоторые из этих исходных элементов и
по настоящее время используются ВВС. В частности PH Thor
LV—2F представляет собой модификацию БРСД SM—75, а РН
Atlas F/M — это модифицированные МБР. Сднако общее ко¬
личество этих 'избыточных' ракет ограничено, и оно будет
исчерпано уже в ближайшие годы. С другой стороны, с точки
зрения полезной нагрузки и стоимости такие РН сейчас пред¬
ставляют собой наиболее экономичные средства транспортиров¬
ки грузов на орбиты.
Хотя разработка БРСД и МБР и развитие соответствующей
базы в значительной степени облегчили решение технических
проблем, нужно, однако, сказать, что современные семейства
PH Thor, Atlas и Titan III являются результатом специаль¬
ных работ, направленных на создание космических систем. Они
существенно отличаются от своих предшественников как по
238
энергетическим характеристикам, так и конструктивными осо¬
бенностями. Этот факт иллюстрируется примером эволюции
системы Thor/Delta. Системы Thor/Agen а ( уже снятая с
производства) и Atlas имеют аналогичную историю. Единст¬
венной системой, не имеющей прямой или косвенной связи с
БРСД и МБР, является PH Scout.
Семейство PH Titan III было разработано ВВС с исполь¬
зованием системы Titan II в качестве исходного элемента.
Ракета Titan IIIC используется главным образом для выведе¬
ния ИСЗ на геостационарную орбиту. РДТТ нулевой ступени
PH Titan IIIC и D диаметром 3 м имеют пороховой заряд
массой около 198 т каждый. Они являются единственным при¬
мером использования в США крупных РДТТ для космических
запусков и представляют особый интерес в связи с решением
о применении твердотопливной разгонной ступени для ВКС.
Характеристики верхних ракетных ступеней, используемых
в настоящее время Министерством обороны и NASA, представ¬
лены в таблице 17. Диапазон возможностей простирается от
сравнительно простых твердотопливных ступеней до сложной
ступени Centaur с двигателем на криогенном топливе. Ступе¬
ни 0V- I и Burner II имеют по одному РДТТ и могут исполь
эоваться лишь для одного активного участка каждая,Burner ПА
представляет собой двухступенчатую систему, состоящую из
большого и малого РДТТ. Двигательные установки ракетных
ступеней Delta, Agena и Tran stage работают на жидком топ¬
ливе длительного хранения (в наземных условиях): четырех-
окиси азота/смеси гидразина с несимметричным диметилгидра¬
зином (Delta и Transtage) или ингибированной красной дымя¬
щей азотной кислоте/несимметричном диметилгидразине (Agena).
Двигатель ступени Centaur работает на жидких кислороде и
водороде.
Располагаемая характеристическая скорость для наиболее
часто используемых ракетных транспортных систем (собствен¬
но РН плюс верхняя ступень) являются обобщенными. Отдель¬
ные операции характеризуются своими предельными возмож¬
ностями той или иной системы, для оценки которых требуется
специальный анализ. На энергетические характеристики РН мо¬
гут влиять такие меняющиеся параметры, как номинальная тяга
двигательной установки, характеристики и степень оптималь¬
ности траектории, полнота использования топлива, характерис¬
тики обтекателя и т.д. Более подробную информацию о возмож¬
ностях РН , характеристиках стартовых комплексов и требова¬
ниях, соответствующих различным околоземным и планетным
239
операциям, можно почерпнуть в справочниках, публикуемых
ежегодно по данным NASA и SAMSO [142].
Основные различия к 1975 г. состоят не только в прос¬
том воспроизводстве систем; будет закончена одна из больших
работ, проводящихся в настоящее время,, — компоновка PH Titan
ШЕ со ступенью Centaur. Эта комбинация наиболее мощной
из имеющихся РН (не считая РН класса Saturn ) с самой
высокоэнергетической верхней ступенью позволит значительно
расширить возможности проведения как околоземных, так и
межпланетных операций любого типа. Своеобразная закруглен¬
ная форма передней части PH Titan IlIE/Centaur связана с
формой обтекателя, который полностью закрывает как Cen¬
taur, так и полезную нагрузку и должен уменьшить тепловые
и механические нагрузки на верхнюю ступень. Диаметр обте¬
кателя составляет около 4 м. Применение PH Titan IIIE/Cen—
taur позволит выводить полезную нагрузку массой около 15,5т
на геоцентрическую орбиту малой высоты (при запуске на вос¬
ток), спутники массой свыше 3,27 т на геостационарную ор¬
биту, а при установке на полезной нагрузке РДТТ можно бу¬
дет посылать зонды массой около 900 кг в окрестности Юпи¬
тера [142].
Другие изменения, запланированные к 1975 г., являются
не столь значительными (хотя может быть и не менее важ¬
ными для будущих космических операций). Намечена большая
Таблица 17
Общие характеристики ракетных ступеней
Ракетная
ступень
Двигатель
Характеристики
Длина,
м
Диаметр,
м
Сила тяги,
кгс
Масса,
кг
0V-I
РДТТ
2,08
0,64
2480
391
Burner II
РДТТ
1,59
1,59
4360
811
Burner ПА
РДТТ(2)
2,29
1,59
4360/3980
1122
Delta
ЖРД
5,94
1,53
4400
5450
Agen а
ЖРД
6,38
1,53
7660
6930
Transtage
ЖРД
4,57
3,05
7130
12330
Centaur
ЖРД
9,16
3,05
13550
15810
серия модификаций с целью повышения надежности ступени
Centaur D—IT, устанавливаемой на PH Titan ШЕ. Ступень D—IT
240
можно будет включать три раза (три активных участка) в от¬
личие от системы с двумя включениями (Centaur D—IА), уста¬
навливаемой на PH Atlas. С другой стороны, D—IА также
подвергнется некоторым модификациям, разработанным для по¬
вышения надежности ступени D—IT. Другие примеры возможных
изменений состоят в доработке двигателя верхней ступени
Delta или установке больших РДТТ на ступенях Burner II и
OY—I. В основном все изменения, касающиеся семейства РН
Titan и Atlas, будут связаны не столько с увеличением энер¬
гетических возможностей, сколько с повышением надежности
[142] .
NASA и Министерство обороны изучают различные возмож¬
ности улучшения характеристик существующих РН и добавления
новых комбинаций к семейству ракет, планируемых на 1975 г.
Ниже рассматриваются два примера улучшения энергетических
характеристик РН (рис. 40).
Нижние кривые показывают возможное возрастание характе¬
ристической скорости и располагаемой массы полезной нагруз¬
ки при установке больших двигателей на PH Thov/Delta 2914.
Эго изменение может заключаться в замене девяти РДТт,Саз,
tor II шестью РДТТ Castor ПА и тремя большими двигате¬
лями Algol III. Верхние кривые на рис. 40 иллюстрируют наи->
более вероятный путь увеличения энергетических возможнос¬
тей PH Titan IIIE/Centaur для реализации запусков более тяже¬
лых зонде® к планетам. Пороховые заряды РДТТ у Titan IIIE
состоят из пяти сегментов каждый. В варианте Titan IIIE
предполагается использовать по семь сегментов в каждом
РДТТ. Некоторые работы в этом направлении уже проводятся,
но окончательно решение пока еще откладывается.
Рис. 40. Пример расшире¬
ния энергетических возмож¬
ностей РН: 1 — Thor—Delta
2914; 2 -Thor/Delta с
большими РДТТ; 3 — Titan
III E/Cen taur; 4 —Titan IIIE?
(7)/Centaur; 5 — вес по¬
лезной нагрузки [x 0,454кг];
6 - характеристическая
скорость [ х 0,305 км/с ]
31-1
241
Исследовались и другие возможности роста, которые поз¬
волили бы заполнить пробел междуТ IIIЕ(7)/Centaur и комби¬
наций SIC/SII или PH Saturn V. Перспективными вариантами
могут служить РН класса Titan с центральной частью диамет-ч
ром 4,88 м (первая и вторая ступени) и двумя, четырьмя или
шестью РДТТ, ракеты этого же типа с 4—м РДТТ (двумя или
четырьмя) и, наконец, ступени S-IVB с двумя - шестью РДТТ
диаметром 3 или 4 м. Эти комбинации будут удовлетворять
требованиям любой околоземной операции с диапазоном полез¬
ных нагрузок 187.68 т. Эти же носители в сочетании с раз¬
личными верхними ступенями можно будет использовать для
запуска межпланетных аппаратов массой от 4,5 т (к Юпитеру)
до 13,6 т (к Венере и Марсу).
В рамках SAM SO и OSS проводятся исследования, направ¬
ленные на плановое использование существующих РН и их мо¬
дификацию, чтобы обеспечить готовность удовлетворить любые
программные требования путем поставки наиболее экономичных
РН для данной операции в заданное время. Потребители аме¬
риканских РН предъявляют свои запросы по мере возникновения
потребностей в космических операциях. Эти запросы необходи¬
мо прогнозировать на значительные интервалы времени (от
пяти до 20 лет), чтобы гарантировать отсутствие больших рас¬
хождений между оптимальными и фактическими расходами.
Указанный процесс планирования осложняется несколькими фак¬
торами, в том числе изменением приоритетов в федеральном
бюджете, многообразием видов полезных нагрузок, различны¬
ми временами опережения для разных программ и временем
опережения, необходимым для технологических разработок. Осо¬
бенно сильное влияние оказывают два первых фактора.
Смещение основных целей федеральных ассигнований подт¬
верждается общим сокращением числа запусков. В период ин¬
тенсивных запусков удавалось поддерживать относительно оп¬
тимальное сочетание различных типов РН при сравнительно не¬
больших относительных расходах, что объяснялось достаточно
высоким уровнем производства. По мере сокращения темпе®
запусков становилось все труднее обеспечивать экономически
выгодное состояние дел, поскольку уровень производства и сте¬
пень использования стартовых комплексов начали испытывать
колебания и опускались ниже оптимальных значений. Такие ко¬
лебания довольно трудно предвидеть заранее, если не распола¬
гать какой-то методикой прогнозирования влияющих факторов.
242
Значительная работа была проделана OSS по выявлению и клас¬
сификации общенациональных целей и приоритетов как факторов,
влияющих на интенсивность космических полетов. Однако эти
исследования относятся главным образом к задачам NASA.
Анализ военных космических операций показывает, что хотя
точную частоту запусков предсказать трудно, все же можно
расклассифицировать операции применительно к минимальному
набору РН, который должен удовлетворить все требования ми¬
нистерства обороны на ближайшее десятилетие. В настоящее
время деятельность SAMSO направлена на стандартизацию се¬
мейства РН, которую намечено завершить в середине 7О-х го¬
дов. Этот процесс, по-видимому, не будет слишком сильно за¬
висеть от изменения ассигнований на оборонные нужды.
Среди различных служб NASA и министерства обороны США
имеются восемь различных групп, планирующих запуски беспи¬
лотных космических аппаратов. Эти группы, в свою очередь,
представляют несколько различных организаций, относящихся к
различным КА с соответствующими конкретными требованиями
к РН. Другие правительственные организации типа NOAA (На¬
циональное управление по исследованию океана и атмосферы)
также нуждаются в РН для проведения различных изысканий.
Кроме того, NASA и министерство обороны обеспечивают РН
для ряда программ в рамках международного сотрудничества, в
том числе для запусков английского ИСЗ Skynet, военного спут¬
ника связи NATOS АТ, канадского спутника ISIS, западноевро¬
пейского ИСЗ ESRO—IB. Особого типа международные отноше¬
ния существуют в связи с использованием PH Scout. В данном
случае NASA берет на себя административные функции, помогая
итальянскому правительству в закупке РН. Эти РН запускают¬
ся итальянской космической организацией со своего собствен¬
ного стартового комплекса — платформы 'Сан Марко' в Ин¬
дийском океане. Запуски объектов NASA с этой стартовой пло¬
щадки оплачиваются итальянскому правительству в виде воз¬
мещения расходов за амортизацию оборудования. Примерами
частных потребителей являются фирмы Bell Labs (спутник
Telestar ) и концерн COMSAT (серия спутников Intelsat ).
Все указывает на то, что в середине 70—х годов потребите¬
лями РН станут различные американские фирмы, разрабатываю¬
щиеся ИСЗ для системы связи внутри страны. Наличие такого
рода 'внешних' потребителей, которые могут определять зна¬
чительную долю будущих потребностей в РН, должно учитывать¬
ся путем корректирования прогнозов. Планирование перспектив¬
31-2
243
ной совокупности РН на этой основе может несколько увеличить
стоимость отдельных программ, взятых изолированно, но зато
позволит гарантировать наличие готовых РН при меняющихся
запросах [142].
Влияние переменного времени опережения для различных
программ заключается в следующем. Когда начинается новая
космическая программа, то еше перед выпуском запросов на
предложения от фирм обычно проводится оптимальный выбор
РН для данного космического объекта. Эта деятельность мо¬
жет иметь место за пять—семь лет до запуска. Если же речь
идет о действующей программе, то в этом случае для измене¬
ния в самой программе или в КА может потребоваться всего
лишь два - три года на соответствующую модификацию РН. Из¬
менения такого рода менее всего предсказуемы и приводят к
наиболее существенным отклонениям от оптимума. Быстрое
удовлетворение меняющимся требованиям может оказаться
довольно дорогостоящим делом, если при долгосрочном плани¬
ровании не был предусмотрен соответствующий технологический
запас, который можно было бы достаточно быстро реализовать.
Альтернатива обычно состоит в переходе к более дорогой РН
с энергетическими характеристиками, намного превышающими
требуемые. Любой из этих способов связан с большими расхо¬
дами, которых можно было бы избежать при более гибком пла¬
нировании [142].
Оценка требуемого времени на решение технологических
проблем является наиболее неопределенным фактором при пла¬
нировании программы применения РН. В условиях достаточного
совершенства современных РН не всегда бывает очевидной
сама необходимость технологических разработок. Однако это
совершенство вовсе не является абсолютным. Так, при довольно
высоком качестве пиротехнических устройств, обеспечивающих
разделение ступеней и зажигание двигателей, их надежность
все же отличается от идеальной. В настоящее время развива¬
ются методы неразрушающих испытаний и соответствующая
технология, позволяющие со временем добиться весьма высо¬
кой надежности пиротехнических систем. Однако это лишь
один из многочисленных примеров усилий в области научно-
исследовательских и опытно-конструкторских работ, направ¬
ленных на улучшение всех систем. Работы такого рода обыч¬
но мало влияют на планирование на системном уровне, если
только проводимые технологические мероприятия не могут при¬
вести к заметному изменению энергетических характеристик.
Улучшение энергетических характеристик представляет со—
244
бой наиболее серьезное требование к техническим разработ¬
кам и, по-видимому, это требование будет проявляться на всех
этапах существования семейства РН. В некоторых случаях при
не слишком большом увеличении требуемой массы полезной наг¬
рузки оказывается более выгодным модифицировать РН (сис¬
темы наведения и управления, двигательную установку, конст¬
рукцию и т.д.) вместо того, чтобы использовать имеющуюся
более мощную РН, располагаемые энергетические характерис¬
тики которой намного превышают требуемые. Большие потен¬
циальные возможности заключаются также в улучшении опера¬
ционных характеристик РН (например, применение РДТТ с пов¬
торным включением или электроракетных двигателей на верх¬
ней ступени). В этих случаях РН с доработками может ис¬
пользоваться для выполнения операций, которые в противном
случае пришлось бы осуществлять с помощью другой, более
дорогостоящей РН.
После того как необходимость в доработках выявлена, тре¬
буется оценить время на их реализацию и сравнить его со вре¬
менем, оставшимся до запланированной даты проведения
операций. Если для оптимального цикла доработки (минималь¬
ная стоимость, максимальная вероятность удачной реализации)
времени оказывается .недостаточно, то приходится осуществ¬
лять выбор между откладыванием операции, ускорением техно¬
логической программы и применением других РН. Правда, тех¬
нологические нужды могут быть идентифицированы еще в про—
цессе утверждения и финансирования программы, т.е. еще до
того, как требования к операциям окажут соответствующее
давление на планирующие организации. Однако и в этом случае
необходимы значительные исследования по оптимальному выбо¬
ру типа и характеристик РН, чтобы финансовые органы имели
достаточные основания для выделения средств на модификацию
РН.
Научно-исследовательские и планирующие организации NASA
и ВВС продолжают координировать развитие технологической
базы в тех направлениях, которые в конечном счете могут
привести к расширению энергетических возможностей РН, по¬
вышению их надежности и сокращению стоимости. Наиболее
перспективными направлениями в этом отношении являются
следующие:
I) двигателестроение, особенно применительно к верхним
ступеням; разработка гибридных ракетных двигателей, РДТТ
с многократным включением, ЖРД на однокомпонентном топли-
245
ее, на высокоэнергетических сохраняемых в космосе топливах,
солнечно-электроракетных двигательных установок;
2) разработка новых материалов и конструкций для повы¬
шения весовой отдачи РН и увеличения допустимых нагрузок
при выведении;
3) повышение надежности бортового электронного оборудо¬
вания, гидравлических и пневматических систем, механизмов
разделения, пиротехники и т.д.;
4) усовершенствование систем наведения, чувствительных
элементов, бортовых ИВМ.
4.2 Основные направления развития проекта ВКС
[ 90+105, 1431
Многие видные специалисты в области космической техники
за рубежом утверждают, что современный технологический уро¬
вень позволяет вплотную приблизиться к созданию полностью
многоразовых, в том числе одноступенчатых ВКС. Предполага¬
ется, что на смену современному проекту ВКС придут новые
более совершенные проекты, основанные или на совершенно
новых технических принципах, или на постепенных улучшениях
существующих подходов. Привлекательность одноступенчатой
схемы заключается еще и в том, что такой ВКС можно непос¬
редственно превратить в средство глобальных транспортных
перевозок между удаленными пунктами земной поверхности,
что было предложено в одном из докладов на XIX ежегод¬
ном съезде Американского астронавтического общества (июнь
1973 г.). Для этой цели достаточно будет заменить двигате¬
ли орбитального маневрирования ВРД, обеспечивающими крей¬
серский полет и заход на посадку.
В настоящее время рассматриваются три направления даль¬
нейшего совершенствования ВКС; замена твердотопливных ус¬
корителей полностью многоразовой разгонной ступенью (вари¬
ант А ); замена РДТТ и внешнего бака полностью многора¬
зовой ступенью (вариант Б); создание полностью многоразо¬
вого одноступенчатого ВКС.
Однако самые первые исследования одноступенчатого вари¬
анта ВКС связывались с применением ВРД. Представлялось,
что эти двигатели по сравнению с ракетными должны обладать
рядом преимуществ, в том числе меньшим шумом при взлете,
возможностью использования существующих аэродромов с не¬
большими модификациями возможностью горизонтального взле—
246
Та и посадки, более удобным профилем перегрузки. Некоторые
исследования показывали, что после разработки транспортных
авиационно -космических аппаратов с ВРД они обеспечат эко¬
номические преимущества перед аппаратами с ракетными дви¬
гателями. При более глубоком рассмотрении оказалось, что
в отличие от эволюции самолетных проектов переход к гипер¬
звуковым ЛА от дозвуковых и сверхзвуковых не может являть¬
ся непосредственным следствием количественных изменений.
Напротив, гиперзвуковые транспортные аппараты, предназна¬
ченные для крейсерского полета на скоростях, соответствую¬
щих числам М=4—5, должны рассматриваться как принципиаль¬
но новое семейство ЛА, строящихся на новых принципах в об¬
ласти двигателестроения и проектирования конструкций и тре¬
бующих для своего создания значительных капиталовложений и
специального оборудования. Для полета на таких скоростях ап-,
параты должны ,троектироваться с учетом сложной взаимосвя¬
зи между схемами двигателей и конструкций аппарата; возни¬
кает необходимость активного охлаждения обшивки и т.д. Та¬
ким образом, для реализации потенциальных преимуществ ВКС
с гиперзвуковыми ВРД необходимо решить рад крупных техни¬
ческих проблем, для чего ни современное авиастроение, ни те¬
кущая разработка частично многоразового ВКС не могут соз¬
дать адекватной технологической базы.
До недавнего времени появлялись проекты одноступенчатых
многоразовых транспортных аппаратов с ракетными двигателя¬
ми, основанные на использовании баллистического входа в ат¬
мосферу и вертикальной посадки с ракетным торможением пе¬
ред самой посадкой. Выбор такой схемы в прошлом исключал¬
ся из-за сложности вертикальной посадки столь громоздкого
и тяжелого аппарата. Однако впоследствии постепенное накоп¬
ление технологических достижений не только увеличило шансы
реализации транспортного КК с вертикальной посадкой, но и
дало возможность всерьез рассматривать проекты одноступен¬
чатого ВКС с горизонтальной посадкой. Некоторые из этих
достижений связаны с принципами создания легких конструкций,
таких, как схемы крыла с внутренним давлением (конструкция
типа 'матрас') или с внутренней ферменной конструкцией из
титановых или других перспективных сплавов. Однако большая
доля технических достижений приходится на двигателестроение.
Улучшение энергетических характеристик ЖРД можно отнести
главным образом за счет повышения давления в камере сгора¬
ния (до величины более 200 кгс/см^). Повышение энергети¬
ческих возможностей в данном случае сопровождается уменьши*
247
нием массы и габаритов. Разработка ЖРД с высоким давле¬
нием в камере сгорания началась более 10 лет назад амери¬
канской фирмой Aerojet—General и фирмой ФРГ Messerschmitt—
Boelkow. В процессе разработки и испытаний, приведших к соз¬
данию двигателей со ступенчатым сгоранием, фирма Aerojet
использовала такие топливные смеси, как жидкие кислород-
водород и М2®4^2^4— несимметричный диметилгидразин. Дав¬
ление в камере сгорания 210 ата, камера охлаждалась ре¬
генеративным способом с использованием как окислителя, так
и горючего. Фирма Boelkow развивала технологию медной каме¬
ры сгорания с давлением В4 ата. В этом двигателе применя¬
лось ступенчатое сгорание топливной смеси жидкий кислород/
углеводороды; камера охлаждалась жидким кислородом. К этим
фирмам вскоре присоединилась фирма Pratt and Whitney, кото¬
рая провела демонстрационные испытания ЖРД на жидких кис¬
лороде и водороде с давлением в камере сгорания 210 ата и
ступенчатым горением. Значительным вкладом в указанную
программу явилась разработка двухпозиционного сопла, что поз¬
волило обеспечить оптимальные характеристики двигателя на
уровне моря и в вакууме. В 1972 г. фирма Rocketdyne полу¬
чила контракт на создание маршевого ЖРД для ВКС с исполь¬
зованием указанных принципов.
Большие возможности связаны с принципом двухтопливных
двигательных установок, предложенный в 1961 г. (Aerospace
Corp.). Принцип заключается в том, что на одном и том же
ЛА последовательно используются два вида топлива: топливо
большой плотности на стартовом участке и топливо малой плот¬
ности во время последующего этапа выведения. В результате
эбеспечиваются лучшие энергетические показатели, чем те,
которых можно было добиться при раздельном применении того
или иного вида топлива. Кроме того, при выведении на орби¬
ту двухтопливная схема дает меньшие гравитационные потери
(сокращение потерь составляет до 150 м/с) благодаря более
быстрому возрастанию тяговооруженности при работе двига¬
теля на тяжелом топливе. Двухтопливная двигательная уста¬
новка может использоваться в различных конструктивных схе¬
мах как для вертикального, так и для горизонтального режи¬
мов взлета и посадки.
Важным достижением явилось создание сравнительно недо¬
рогого и доступного синтетического углеводорода RJ —5 (Shell—
dyne Н.), который обладает примерно на 35% меньшей
плотностью по сравнению с распространенными в настоящее
248
время керосиновыми горючими JP—4 и RP—1. Кроме того, он
обеспечивает значительно больший выход энергии на единицу
объема (11000 ккал/л), чем керосин (8000 ккал/л). Это го¬
рючее испытывалось Отделом аэронавтических систем ВВС
США на малых ГТД. Испытания показали, что потребуются
лишь небольшие доработки камеры сгорания и системы подачи.
Применение RJ —5 в качестве горючего для ракетных двига¬
телей не связано с какими-либо проблемами. Сырье для его
массовой выработки имеется в изобилии, и хотя этот углеводо¬
род дороже, чем керосин, высокие энергетические характерис¬
тики вполне оправдывают его применение.
Предварительные исследования, выполненные фирмой Aero¬
jet, показали принципиальную возможность создания ЖРД на
жидком кислороде и углеводороде с высоким давлением в ка¬
мере сгорания, обладающего следующими характеристиками:
сила тяги на уровне моря 308 тс; сила тяги в вакууме 339тс;
удельный импульс на уровне моря 310 кгс-с/кг; удельный им¬
пульс в вакууме 341 кгс-с/кг; степень расширения сопла 35;
давление в камере сгорания 210 ата; соотношение компонен¬
тов топливной смеси (окислитель: горючее) 2,21; массовый
секундный расход горючего 309 кг/с; сухая масса двигателя
2600 кг; полная масса 2810 кг. Дальнейшие исследования
позволили установить, что этот же двигатель может быть пре¬
образован в двухтопливный (с общим окислителем) путем прос¬
того добавления водородного блока. Сухая масса двигателя
при этом увеличивается до 4460 кг. При работе на водороде
этот двигатель будет развивать тягу в вакууме 369 тс (удель¬
ный импульс в вакууме 462 кгс-с/кг, секундный расход кис¬
лорода 700 кг/с, секундный расход водорода 100 кг /с).
Таким образом, к настоящему времени создались обосно¬
ванные технологические предпосылки для разработки односту¬
пенчатого варианта многоразового ВКС.
Новейшие достижения в области конструкции и двигателе—
строения позволяют считать реализуемыми следующие три схе¬
мы одноступенчатых многоразовых ВКС: 1) с горизонтальным
взлетом и горизонтальной посадкой; 2) с вертикальным взле¬
том и горизонтальной посадкой; 3) с вертикальным взлетом
и вертикальной посадкой. На рис. 41 дано сравнение этих
вариантов с двумя проектами ВКС в двухступенчатом и 2,5—
ступенчатом исполнении, а также с самолетом Boeing 747.
Массовые характеристики для соответствующих проектов
и данные о герметизируемом объеме приведены в табл. 18.
32-1
249
Рис. 41. Сравнение проектов ВКС: I - базовые варианты
NASA» II - варианты одноступенчатых ВКС (оптимизация про¬
ектов не производилась); III - самолет Boeing 747; 1 - схе¬
мы с вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой; 2 -
схема с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой;
3 - схема с вертикальным взлетом и горизонтальной посад¬
кой; 4 - схема с вертикальным взлетом и вертикальной по¬
садкой; 5 - двухступенчатый аппарат, ЖРД на жидком кисло¬
роде и водороде; 6 — 2,5-ступенчатый аппарат, РДТТ на раз¬
гонной ступени, водородно-кислородные ЖРД на орбитальной
ступени; 7 - ЖРД на кислороде и водороде, разгонная тележ¬
ка; 8 - два двухтопливных ЖРД на 0$ Н£ и углеводороде; 9 -
кислородно-водородные ЖРД и планер; 10 - длина [х 0,305 м]
В табл. 19 для перечисленных выше вариантов показана
чувствительность массы полезной нагрузки к увеличению су¬
хой массы. Схема с вертикальным взлетом и вертикальной по¬
садкой привлекла внимание исследователей, поскольку в свое
время она представлялась единственно возможной для реализа¬
ции многоразового транспортного средства с ЖРД. Несколько
работ, проведенных в США и Западной Европе, подтверждают
принципиальную возможность создания аппаратов такого класса.
Проект SERV (Single—Stage Earth—Orbital Reusable Vehicle —
одноступенчатый многоразовый аппарат класса Земля-орбита)
был предложен фирмой Chrysler в марте 1970 г.Недостатка¬
ми этого проекта являлись большая масса и сложность, свя¬
занные с использованием 2 8 ВРД для обеспечения зависания
и вертикальной посадки. В аналогичном проекте Эймсского
центра (июль 1970 г.) массовые потери уменьшались за
счет ракетного торможения перед самой посадкой с использо—
250
Самолет
747
322
158,6
Одноступенчатые схемы
Вертикаль¬
ный взлет и
посадка
5
1338
3310
110**
11,35
43,1***
Вертикаль¬
ный взлет,
горизонталь¬
ная посадка
4
2268
2310
163,5
27,2
43,1
Гориэонталь—
ный взлет и
посадка
3
987
2450
109
9,1
20,4
Базовые варианты
2,5-ступен¬
чатый вари¬
ант 1972—
1973 гг.
2
1865
2500
245,4
18,2
29,5
Двухступен¬
чатый вари¬
ант 1969—
1971 гг.
1
2080
4490
334
20
30
Характеристики
№ схемы
Стартовая масса, т
Герметизируемый объем, м®
Сухая масса, т
Масса полезной нагрузки,* вы¬
водимой на орбиту высотой
185 км, т
наклонение 90°
наклонение 28°
С учетом ограничения на перегрузку (3 ед.).
**1-13 них 96,4 т средство выведения и 13,6 т планер.
*** Вариант без экипажа и без возвращения полезной нагрузки.
32-2
251
Таблица 18
Характеристики проектов ВКС
Таблица 19
Чувствительность массы полезной нагрузки
№ схемы
Уменьшение массы полезной нагрузки при возрас¬
тании сухой массы (без учета двигателей) на 1%,кг
Орбитальная
ступень
Внешний
бак
Разгонная
ступень
Всего
1
590
318
159
1067
2
915
—
427
1342
3
1000
—
—
1000
4
1294
—
—
1294
5
930
(вместе с
планером)
—
930
ванием маршевых ЖРД, В обоих проектах экипаж и полезную
нагрузку предполагалось возвращать отдельно (экипаж в не¬
большом планере, отделяющемся после входа в атмосферу, са¬
мостоятельно совершает горизонтальную посадку). Одноступен¬
чатый ВКС с горизонтальным взлетом и горизонтальной посад¬
кой изучался фирмой Boeing Со. по контракту ВВС США. Про¬
ект предусматривал использование разгонной тележки, остаю¬
щейся на Земле. Выведение на орбиту осуществляется с по¬
мощью четырех маршевых ЖРД.
Было показано, что проекты одноступенчатого ВКС с вер¬
тикальным взлетом и горизонтальной посадкой при использова¬
нии одного топлива (водород и кислород) не реализуемы из-за
чрезмерно больших размеров и чувствительности к отклонениям
проектных параметров от номинальных. Однако применение
двухтопливного режима позволяет вернуться к рассмотрению
такой схемы. Проект одноступенчатого ВКС с вертикальным
взлетом и горизонтальной посадкой обладает, в принципе, при¬
емлемыми характеристиками. В состав его двигательной уста¬
новки входят восемь ЖРД на жидком кислороде/углеводороде
и два двухтопливных ЖРД. Применение двигателей с двумя ви¬
дами горючего и одним окислителем позволяет уменьшить
инертную массу за счет массы двигательной установки по край¬
ней мере на 6800 кг, получить выигрыш в массе полезной
нагрузки более чем на 9000 кг за счет увеличения соотно¬
шения компонентов с 6:1 до 7:1. Дополнительное увеличение
массы полезной нагрузки на 9000 кг достигается при исполь¬
252
зовании RJ —5 вместо керосина. Показано также, что приме¬
нение двухтопливной двигательной установки для схемы с вер¬
тикальным взлетом и вертикальной посадкой позволяет увели¬
чить отношение массы полезной нагрузки к инертной массе
более чем на 100%, уменьшить более чем на 65% объем топ¬
лива и на 20% абсолютную инертную массу при фиксированной
стартовой массе ( Salkeld R., Contribution to the discussion of
mixed—mode propulsion and reusable onestage—to—orbit vehicles,
доклад на XXIII международном астронавтическом конгрессе,
октябрь 1972 г.),
Представляется вероятным, что одноступенчатые ВКС бу¬
дут работать с баз, рассчитанных на экономичное обслуживание
самолетного типа, а не с дорогостоящих космодромов. Если
эти базы будут расположены на большой высоте по сравнению
с существующими, то это позволит увеличить располагаемую
массу полезной нагрузки. Так, для схемы № 4 (вертикальный
взлет, горизонтальная посадка: двухтопливная двигательная
установка) размещение стартового комплекса на высоте
1500 м дает выигрыш в массе полезной нагрузки более чем
на 6800 кг по сравнению со стартом на уровне моря.
Предварительные экономические опенки стоимости эксплу¬
атации различных вариантов показывают, что одноступенчатый
многоразовый ВКС будет в эксплуатации стоить гораздо мень¬
ше, чем двухступенчатые и 2,5-ступенчатые ВКС с частичной
многоразовостью (табл. 20). Гораздо труднее оценить капи¬
тальные затраты на разработку и испытания. Точное определе¬
ние этих затрат с высоким доверительным уровнем требует
подробных исследований. Тем не менее часто используется
довольно надежная аппроксимация, состоящая в том, что капи¬
тальные затраты принимаются пропорциональными сухой массе
ЛА в степени 2/3 (т.е. приблизительно пропорциональными
площади поверхности). Эта гипотеза многократно подтвержда¬
лась для пилотируемых ЛА примерно одинакового технологичес¬
кого уровня. В табл. 21 показан пример такой оценки. Здесь
в основу взяты официальные данные для стоимости базового
варианта ВКС, опубликованные NASA.
Результаты оценки по указанной методике капитальных
затрат на двухступенчатый полностью многоразовый ВКС хоро¬
шо согласуется с официальной цифрой (11 млрд.долл.), полу¬
ченной в 1971 г. в ходе подробных исследований данного ва¬
рианта. Таким образом, оценку затрат на создание односту¬
пенчатого ВКС можно считать в достаточной степени спра¬
ведливой и из нее следует, что программа создания такого
аппарата может оказаться экономически целесообразной.
253
Таблица 20
Оценка стоимости одного рейса ВКС в млн.долл. 1973 г.
(амортизация многоразового оборудования не учитывается)
Элементы
Варианты ВКС
Современ¬
ный базо¬
вый ва¬
риант
Двухсту¬
пенчатый,
полностью
многора¬
зовый
Одноступен¬
чатый с двух¬
топливной
двигательной
установкой
(схема №4)
Разгонные РДТТ
4,33
■м
Внешний сбрасываемый
бак
2,66
—
Запасные части для орби¬
тальной ступени
0,86
1,37
1,99
Запасные части для двига¬
телей орбитальной ступени
0,23
0,16
0,68
Запасные части для много¬
разовой разгонной ступени
—
2,58
■—
Запасные части для двигате¬
лей многоразовой разгон¬
ной ступени
0,85
Горючее и окислитель
0,23
0,54
0,62
Наземное обслуживание
0,26
0,10
0,05
Обеспечение программы
1,76
0,80
0,30
Полная стоимость одного
рейса 1
0,33
6,40
3,64
4.3 Двигательные установки для ВКС
одноступенчатой схемы [144]
Фирма Aerojet Liquid Rocket (США) провела проектное ис¬
следование высокоэффективных двигательных установок, обеспечи¬
вающих разработку одноступенчатого ВКС многократного приме¬
нения с заданной стартовой массой.
Основная концепция при выборе топлив и параметров дви¬
гательных установок заключалась в последовательном исполь¬
зовании двух топливных систем: в начальный период полета
254
Таблица 21
Варианты ВКС
Одноступенчатый с
двухтопливной двига¬
тельной устаноткой
(схема № 4)
Стои¬
мость
4,56
0,54
0,20
5,30
Сухая мае
са, т
137
4,45
Двухступенчатый пол¬
ностью многоразовый
Стои¬
мость
3,55
5,42
0,55
1,00
10,52
Сухая мас¬
са, т
94
«В
178
4,63
Современный базовый
вариант
Стои¬
мость
2,60
0,80
0,50
0,45
0,80
5,15
Сухая мас¬
са, т
59
33,6
145
3,4
Элементы
Орбитальная ступень (без
двигателей)
Внешний бах
Разгонные РДТТ
Разгонная ступень (без дви¬
гателей)
Маршевые ЖРД на кислоро¬
де/ водороде
Двухтопливные ЖРД
Прочее (наземные установки,
интеграция систем и т.п.)
Полная стоимость разра¬
ботки, изготовления и ис¬
пытаний
255
Оценка капиталовложений на разработку ВКС (в млрд.долл. )
Рис. 42
ВКС применяется топливо повышенной плотности, а затем дви¬
гатели переключаются па другое топливо, которое обеспечивает
более высокий удельный импульс, хотя и имеет более низкую
плотность. Этот принцип позволяет обеспечить вывод на орби¬
ту Земли заданной полезной нагрузки при одноступенчатой схе¬
ме ВКС и приемлемой стартовой массе.
Для оптимального выбора топлив был проведен сравнитель¬
ный анализ различных горючих и окислителей.
На рис. 42, где приведены данные по энергетическим воз¬
можностям и плотности ряда топливных систем, обозначено:
по оси ординат — теоретический удельный импульс
[х9,8 Н/(кг/с)] (при перепаде давлений 70/1); по оси аб¬
сцисс - плотность топлива [ г/см® ] . Указанные на рис. 42
точки и области соответствуют топливам: 1 -С^Л^/Ве; 2 —
С^Л^/Ве; 3 - F2/H2/L1; 4 -О3/Н2; 5 - ^2^2'’ ® ~ @2/^2
с отношением окислителя и горючего , равным четырем; 7 -
О2/Н2 с отношением окислителя и горючего, равным семи;
8 - смесь жидких фтора и кислорода (углеводородное горючее:
9-O2/N2H4; 10-02/RP-1; 11 - O2/RJ5; 12 -N2O4/
горючее типа гидразин; 13 — O2(NMP)/RJ5; 14 - 1^2®4 или
Н2О 2/суспенция алюминия в гидразине; 15 -CLFg/ горючее
типа гидразин; 16 -N2O4 или ^2^2 /суспензия бериллия в
гидразине; 17 - F2 /бораны или
При выборе топлива учитывались, кроме энергомассовых
характеристик такие факторы, как воздействие ВКС при запус¬
ке на окружающую среду (токсичность продуктов сгорания ),
промышленная доступность
компонентов (в настоящее
время и через 10+2 О лет),
стоимость топлива и конст¬
рукции двигательных уста¬
новок. В результате анали¬
за для проекта одноступен¬
чатого ВКС были выбраны
следующие топливные сис¬
темы: жидкий С>2 (горю¬
чее RJ—5 и жидкий С>2 )
жидкий Н2’
Диаграмма тяги двига¬
телей приведена на рис. 43,
где обозначено: 1 — перегрузка; 2 — тяга [ 4,53x10® Н];
3 — время с момента старта [ с]; 4 — число двигателей; 5 —
первый режим работы; 6 - второй режим работы; 7 - период,
256
когда тяга ограничивается максимально допустимым ускорени¬
ем; 8 - период работы ЖРД на топливе жидкий O2/RJ—5; 9-
период работы ЖРД на топливе жидкий С>2 /жидкий Н2- Прог¬
рамма работы двигателей на двух типах горючего (ступен¬
чатое дросселирование тяги двигателей в период работы от
110 до 210с после старта ВКС составляет 20, 14, 16, 18
и 20%). Если двигатели работают на одном топливе О2/Н2
(с момента старта), то программа дросселирования тяги при¬
нимается аналогичной рассмотренному выше случаю использо¬
вания двух топливных комбинаций.
Горючее RJ—5 ранее подтвердило свою эффективность при¬
менительно к ПВРД и авиационным двигателям; по энергети¬
ческим характеристикам это горючее близко к горючему
RP—1, но имеет более высокую (на 35%) плотность. Кроме
того, существует возможность дальнейшего увеличения ее на
10% и более плотности горючего RJ—5. Это горючее (фирмен¬
ная марка Shelldyne—Н) производится фирмой Shell Develop¬
ment. Исходными компонентами для синтеза являются про¬
дукты перегонки угля или аналогичного сырья. В настоящее
время уровень промышленного производства в США исходных
компонентов, необходимых для синтеза горючего RJ—5, может
быть легко увеличен до уровня не менее 50^100 тыс.т в год.
Ожидается, что к 1980 г. возможный уровень подобных про¬
изводственных мощностей достигнет 100^150 тыс.т в год.
33-1
257
Рис. 43
PH Centaur и Saturn используют в качестве топлива жид¬
кие Н2 и С>2. Эти компоненты полностью доступны как по
сырью, так и по производственным мощностям.
Выбранные топливные системы имеют продукты сгорания,
которые вызывают минимальное загрязнение окружающей сре¬
ды. Другие возможные топлива, содержащие фтор, хлор, берил¬
лий, окислы азота, обладают более высокими энергетически¬
ми характеристиками, но их применение связано с серьезной
опасностью загрязнения окружающей среды и большими расхо¬
дами при наземной отработке двигателей на стендах, имею¬
щих очистные сооружения. Радиоактивная опасность в случае
аварии исключает возможность применения ЯРД для ВКС.
Теоретические энергетические характеристики топливной
системы жидкий O2/RJ —5 при отношении расходов окислителя
и горючего 2,4 приведены на рис. 44, где по оси ординат от¬
ложен удельный импульс [х 9,8 Н/(кг/с)], по оси абсцисс -
степень расширения сопла; 1 — в вакууме (давление в камере
сгорания 280*105 Па); 2 — на уровне моря. Цифры около кри¬
вых обозначают давление в камере сгорания[х6,9*103 Па].
Эти зависимости близки к аналогичным характеристикам
для топлива O2/RP-IА. Однако поскольку у горючего RJ—5 от¬
ношение содержаний атомов водорода и углерода составляет
1,4, а у горючего RP—1А это отношение равно 2,0, стехио¬
метрическое отношение расходов кислорода и горючего умень¬
шается от 3,42 (для горючего RP—1А ) до 3,13 (для RJ—5).
Рис. 45
258
Рис. 44
Это вызывает соответствующее (пропорционально величине
3,13/3,42) уменьшение энергетически оптимального отноше¬
ния расходов кислорода и горючего RJ—5. В последнем случае
максимальное значение теоретического удельного импульса на
30 Н (кг/с) ниже, чем для топлива жидкий O2/RP— 1А. Плот¬
ность горючего RP—1А равна 0,8 г/см®, горючего RJ — 5—
1,08 г/см®. Повышение плотности оказывает более сильное
баллистическое влияние, чем снижение удельного импульса. По¬
этому применение горючего RJ —5 позволяет обеспечить уве¬
личение полезной нагрузки ВКС. Повышение плотности топлива
дает возможность увеличить отношение тяги к массе двига¬
тельной установки. Это подтверждается анализом двигателей
ракет Titan III (давление в камере сгорания Р = 55.10® Па);
Н - 1 ( Р = 48-10® Па); Atlas МА-5 ( Рс = 42-105 Па);
J—2 ( Рс = 55-10® Па); ЖРД разрабатываемого в США ВКС
(Рс= 210-10® Па) и др. Эти двигатели подразделяются на
две группы: 1) двигатели с умеренным давлением в камере
сгорания (Рс = 55-70-10® Па) и приводом турбонасосного
агрегата от газогенератора, продукты сгорания которого за¬
тем сбрасываются за борт; 2) двигатели с высоким давлением
в камере сгорания (Рс = 175—280-10® Па) и высокой степенью
расширения сопла; продукты сгорания после турбонасосного аг¬
регата поступают в основную камеру ЖРД.
Рассматриваемые двигательные установки, использующие
два различных топлива, также обеспечивают увеличение отно¬
шения тяги к стартовой массе при повышении плотности топ¬
лива.
На диаграмме рис. 45 приведены расчетные данные по воз¬
можному приращению полезной нагрузки одноступенчатого
ВКС многократного применения, где обозначено: 1 — ВКС с
двигателями на одном топливе (жидкий О2 /жидкий И2 ); 2 -
последовательное использование двигателей на топливе жидкий
O2RP—1 и двигателей на топливе жидкий О2 /жидкий Н2 ;
3 - аналогично, но при замене горючего RP—1 горючим RJ—5;
4 — двигательные установки, рассчитанные на использование
двух горючих (RJ—5 и жидкий Н2); окислитоль-жидкий С>2,
отношение расходов О2 и Н2 равно 6,0; 5 — аналогично, но
при отношении расходов О2 и Н2, равном 7,0; 6 — на первом
режиме работы Рс = 280-10® Па, на втором - Рс =
= 210-10° Па; 7 — смесь жидкого и твердого О2 ; 8 —
смесь жидкого и твердого Н2 ; 9 - прирашение полезной
нагрузки [ х 454 кг] .
Это проектное исследование проводилось в предположении,
33-2
259
что новый ВКС должен иметь одну ступень и обеспечивать за¬
пуск заданной полезной нагрузки на орбиту Земли высотой
185 км с последующим возвращением на Землю. Принятый на¬
чальный объем топлива на борту ВКС составляет 2270 м$. У
разрабатываемого в настоящее время в США первого ВКС
предусмотрены 2,5 ступени и начальный объем топлива 243Ом^
Этот ВКС рассматривается как базовый вариант при сравне¬
нии. Анализ показал, что вариант нового (одноступенчатого)
ВКС, использующего двигатели на одном топливе (жидкий
С>2 /жидкий Н2)» при заданных ограничениях не может вы¬
вести на орбиту Земли требуемую полезную нагрузку. Если
вместо части баков и двигателей, рассчитанных на Н2 и О2,
установить баки и двигатели (высокого давления) для топли¬
ва жидкий O2/RP—1с последовательным запуском этих двух
двигательных установок, то проигрыш в полезной нагрузке не
превысит 450 кг (по сравнению с базовым вариантом). Заме¬
на горючего RP—1 на более плотное горючее RJ—5 при иден¬
тичной программе работы двигателей обеспечивает приращение
полезной нагрузки 8,6 т. Дальнейшая оптимизация параметров
двигательных установок позволяет увеличить полезную нагруз¬
ку на 45 т.
Принято, что маршевая двигательная установка состоит из
восьми ЖРД тягой 3080 кН каждый (на уровне моря), имею¬
щий степень оасширения сопла 40 и работающих на жидком
топливе O2/RJ—5. Кроме того, имеются два ЖРД тягой 3080кН,
которые могут работать на топливе O2/RJ—5 при степени
расширения сопла 40 и на топливе жидкий С^/ жидкий Н2
при степени расширения 200. Двигатели рассчитаны на высо¬
кое давление в камере сгорания. Они должны иметь рабочий
ресурс, соответствующий нескольким сотням полетов без доро¬
гостоящего эксплуатационного обслуживания. К двигателям
предъявляются также высокие требования по безопасности
полетов в соответствии со стандартами для пилотируемых ЛА.
Наибольшую эффективность обеспечивают двигатели высокого
давления, способные последовательно работать на двух топли¬
вах повышенной и пониженной плотности. Альтернативными ва¬
риантами (несколько меньшей эффективности) может быть ис¬
пользование для каждого топлива отдельных двигателей: ЖРД
на топливе C^/RJ — 5 на первом режиме и ранее разработанных
ЖРД на жидких Н2 и О2 Для второго режима работы, при¬
чем последние двигатели могут запускаться или после завер¬
шения первого режима работы (на топливе O2/RJ—5 )« или па¬
раллельно (одновременно) с работой двигателей на топливе
260
C^/RJ —5 начиная с момента старта ВКС.
В схеме системы подачи топлива предусмотрены отдельные
предкамеры сгорания (привода турбонасосных агрегатов), ра¬
ботающие на топливных смесях, которые обогащены горючим
или окислителем. Применение отдельных турбонасосных агрега¬
тов подачи горючего или окислителя устраняет необходимость
в сложной системе герметизации между насосами подачи окис¬
лителя и горючего, которая характерна для многих современ¬
ных ЖРД. Пониженная температура продуктов сгорания спо¬
собствует увеличению рабочего ресурса элементов системы по¬
дачи топлива, а также снижению массы конструкции из-за ис¬
ключения необходимости в использовании дополнительной тер¬
моизоляции. Представляется возможным применить в основных
камерах сгорания форсунки типа газ—газ, причем оба топлив¬
ных компонента поступают в камеру сгорания, имея темпера¬
туру, близкую к температуре самовоспламенения топливной
смеси. Этот фактор улучшает процесс горения топлива, увели¬
чивает полноту сгорания и позволяет уменьшить длину и мас¬
су основной камеры сгорания ЖРД. Уменьшение разности тем¬
ператур обоих топливных компонентов при их поступлении в
форсуночную головку приводит к снижению термических напря¬
жений в конструкции и повышению рабочего ресурса.
Проведенное проектное исследование показало, что примене¬
ние у двигателей кольцевых сопел и, в частности, сопел с цен¬
тральным телом позволяет уменьшить длину двигателя, но
нецелесообразно в данном случае по следующим причинам:
а) в двигателях с высоким давлением площадь критического
сечения кольцевых сопел мала, и это не позволяет ограничить¬
ся лишь регенеративным методом охлаждения; однако дополни¬
тельное использование завесного охлаждения приводит к сни¬
жению удельного импульса двигателя; б) для кольцевых сопел
требуется увеличение площади данной части ВКС, что отрица¬
тельно отразится на аэродинамических характеристиках при
возвращении на Землю; в) выключение части двигателей для
дросселирования тяги по заданной программе приведет к сни¬
жению эффективности процесса расширения в кольцевых соп¬
лах остальных двигателей, которые продолжают работать.
Для регенеративного охлаждения двигателей используется
жидкий кислород. Возможность регенеративного охлаждения
жидким кислородом камер сгорания, изготовленных из медных
сплавов, была экспериментально подтверждена при огневом
испытании (фирмой Messerschmitt— Boelkow ) ЖРД тягой 5 О кН
с давлением в камере сгорания более 84’10^ Па и максималь—
261
ным удельным тепловым потоком около 7,6 кВт/cm^. Фирма
Aerojet провела успешное испытание ЖРД тягой 450 кН с ка^
мерой сгорания, изготовленной из сплава Inconel 718. Ох¬
лаждение обеспечивалось четырехокисью азота; удельный теп¬
ловой поток в стенку достигал 9,1 кВт/см^. Рассматриваемые
в данном исследовании двигатели на топливе жидкий O2/RJ—5
с давлением в камере сгорания 280* 10^ Па могут иметь
максимальные удельные тепловые потоки до 11,4 кВт/см^.
Возможное просачивание кислорода через местные негерметич¬
ности в стенке камеры сгорания, по-видимому, не представля¬
ет опасности с точки зрения локального повышения темпера¬
туры стенки и ее прогара, так как двигатель работает при
соотношении расходов топливных компонентов, близком к сте¬
хиометрическому,а завесное охлаждение стенок горючим в про¬
екте не предусматривается.
С другой стороны t использование в двигателе топливной сме¬
си, незначительно обогащенной углеводородным горючим, вызы¬
вает отложение слоя углерода на стенках камеры сгорания.
Этот слой образует эффективный теплоизолирующий барьер. Ес¬
ли в расчетах системы охлаждения учесть влияние последнего
фактора, то температура стенки в эоне критического сечения
снижается до уровня ~ 530 К.
Характеристики двигателей с одним и двумя типами горю¬
чего приведены ниже.
Увеличение отношения расходов жидких О2 и Н2 от УРОВ~
ня 6:1 (обычно выбираемого в ЖРД с регенеративным охлаж¬
дением конструкции с помощью жидкого Н2 ) до уровня 7:1
вызвано здесь необходимость^ улучшения характеристик тепло¬
обмена в связи с применением в данном двигателе жидкого С>2
для системы охлаждения. Кроме того, при уменьшении расхода
водорода на 12% происходят увеличение средней плотности
топлива, используемого на втором режиме работы, и уменьше¬
ние массы конструкции. Эти факторы с баллистической точки
зрения полностью компенсируют энергетические потери, выз¬
ванные некоторым уменьшением удельного импульса. Выиг¬
рыш в полезной нагрузке ВКС при этом составляет 8150 кг
(см. рис. 45).
262
Основной вари¬
ант на топливе
жидкий С^/го—
рючее RJ—5
ЖРД на жид¬
ком О2И
двух типах
горючего
(RJ-5
жидкий Н2)
Тяга на уровне моря, кН
3080
3080
Тяга в вакууме, кН
3330
3330/2660
Удельный импульс, Н/(кг/с)
на уровне моря
3196
3196
в вакууме
3456
4615
Степень расширения сопла
40
40/200
Давление в основной камере
сгорания, Па
280-105
280/210.10®
Отношение расходов окислителя
и горючего
2,40
2,40/7,0
Расход окислителя, кг/с
680
680/505
Расход горючего, кг/с
284
284/72
Расчеты на ЭВМ характеристик теплообмена для второго
режима работы двигателя (на жидких С^и Но ) показали,
что при соотношении расходов компонентов 6:1 температура
стенки в зоне критического сечения может достигать 910 К,
а при соотношении расходов 8:1 температура снижается до
730 К.
Возникает вопрос о возможности применения одних и тех
же форсунок для подачи двух столь различных типов горючего
на двух режимах работы ЖРД. Проектные параметры форсунок
при работе на двух режимах приведены в табл. 22.
Таблица 22
Параметры
Первый режим работы
Второй режим работы
1
II
III
IV
1
2
3
4
5
Массовый расход,
кг/с
338
625
130
445
Давление, Па
353*10®
310*105
275* 105
268-105
Температура, К
800
795
900
850
Объемный расход,
м3/с
5,15
4,05
8,90
3,75
263
Продолжение табл. 22
1
2
3
4
5
Отношение массо¬
вых расходов
(W0/WF)
1,84
3,44
Отношение скорос¬
тей ( Vq/Vf)
0,4 87
0,261
Отношение площа¬
дей поперечных
сечений (Ад/Ар)
1,61
1,61
Отношение коли¬
чества движе¬
ния
0,9
0,9
Примечание: I - газообразные продукты, поступающие из
предкамеры, обогащены горючим ( RJ —5); II - газовая смесь,
поступающая из предкамеры, обогащена кислородом; III — га¬
зовая смесь обогащена водородом; IV - аналогично варианту П.
Таким образом, хотя имеется значительная разница в вели¬
чине объемных расходов газов, поступающих в форсуночную
головку, для двух последовательных режимов работы ЖРД на
различных горючих, однако отношение значений количества
движения в обоих случаях одинаково. Кроме того, известно,
что характеристики форсунок типа газ—газ, особенно при ис¬
пользовании горячих газов, малочувствительны даже к боль¬
шим изменениям расхода. При испытаниях двигателей с замкну¬
тым циклом и подобными форсунками до сих пор не наблюда¬
лись случаи нестабильного горения. Поэтому предполагается,
что одни и те же форсунки могут быть эффективно использо¬
ваны на обоих режимах работы двигателя с обеспечением пол¬
ноты сгорания, близкой к оптимальной.
Фирма Aerojet Liquid Rocket считает, что разработка
ЖРД на двух типах горючего обеспечит существенное улучше¬
ние летно-технических характеристик ракет на химических топ¬
ливах. Вместе с тем практическая реализация этой идеи пот¬
ребует дополнительных исследований, в частности по примене¬
нию регенеративного охлаждения жидким кислородом для дви¬
гателей с высоким давлением в камере сгорания.
264
выводы
1. Значительный информационный поток по научным и тех¬
ническим проблемам создания транспортной космической сис¬
темы с многоразовым использованием КЛА из общего масси¬
ва мировой научной и технической информации по космонавтике
свидетельствует о широком фронте развернутых научно-иссле¬
довательских и экспериментальных работ в США с целью ре^-
шения практических задач по созданию этой системы.
2. Проведенные научно-исследовательские и эксперимен- .
тальные работы по оценке возможности широкого использова¬
ния новой транспортной космической системы для исследова¬
ния планет Солнечной системы и решения ряда прикладных за¬
дач показали их достаточно высокую потенциальную эффектив¬
ность. Согласно данным рассмотренных схем новая транспорт*-
ная космическая система будет представлять собой комбинацию
из трех ступеней с различной степенью многоразовости (цент¬
ральную часть системы образуют первые две ступени, кото¬
рые объединяются понятием 'ВКСГ). Для выработки конкрет¬
ных критериев оценки эффективности потребуется проведение
дополнительных исследований, особенно в области экономики,
которая может быть достигнута в космических программах с
применением КЛА многоразового использования.
3. NASA определило основные направления, которые должны
были обеспечить удовлетворение требований, предъявляемых к
ВКС. Работа в этих направлениях должна была также позволить
проведение сравнительных оценок отдельных вариантов систем
и элементов. В результате постепенного уточнения задач окон¬
чательная формулировка направлений выглядит следующим об¬
разом:
аэротермодинамика и выбор аэродинамической схемы;
конструкция и материалы;
динамика и аэроупругость;
двигательные установки;
обслуживание, эксплуатация и вопросы безопасности;
комплексная электроника;
инженерная психология.
Для исследования этих направлений возникли многочислен- .
ные рабочие группы, главным образом в NASA, в организа¬
циях министерства обороны, в промышленности и вне США.
4. В создании американской транспортной космической сис>-
темы и ее главного элемента - ВКС Spaceplane (прежнее наз¬
вание Space Shuttle ) в настоящее время участвует около
34-1
265
31 тыс. чел. Предполагается, что к 1977 г. количество заня¬
тых в этой программе достигнет 50 тыс. чел. Согласно заяв¬
лениям директора программы создания ВКС д-ра М. Малкина и
заместителя директора NASA по пилотируемым полетам Дж.
Ярдли современная оценка стоимости одного рейса ВКС сос¬
тавляет 9,05 млн.долл. (вместо 10,5 млн.долл. по плану). В
дальнейшем эта цифра может еще уменьшиться, так как она
основана на 440 планируемых рейсах за период 19 80—1991гг.,
а последняя модель предусматривает 725 рейсов, т.е. около
60 рейсов в год. Приводится оценка, что новая транспортная
система позволит сэкономить за этот период 14,1 млрд.долл.
Преимущества новой системы начнут сказываться уже при
25 рейсах ВКС в год. С другой стороны, оценка стоимости
одного рейса не достаточно определена, поскольку в нее вхо¬
дит оценка стоимости сбрасываемого бака, выданная головным
разработчиком (фирмой Martin—Marietta ), но еще не про¬
веренную NASA. Эта величина составляет 1,37 млн.долл. на
один полет, т.е. около 15% общих затрат. На всю программу
разработки ВКС NASA было отпущено 5,15 млрд.долл., однако
по современным оценкам следует, что программа обойдется в
5,20 млрд.долл. (в ценах 1971 г.).
5. По оценкам ряда иностранных специалистов в проекте
создания транспортной космической системы и ее главного эле¬
мента ВКС имеется некоторая степень технического риска,
который может оставаться нераскрытым еще в течение многих
лет. Ввиду этой неопределенности считается, что военная сис¬
тема США на всех уровнях не может перейти к применении
новых средств выведения, прежде чем они не будут полностью
проверены. Преимущества новой транспортной системы стано¬
вятся неоспоримыми лишь в том случае, когда ВКС рассматри¬
вается как средство выведения всех полезных нагрузок - граж¬
данских и военных - и когда учитывается экономия за счет
упрощения конструкции космических систем.
6. Опыт космонавтов в области пилотирования будет ис¬
пользоваться лишь в начале эксплуатации ВКС, после чего
по мере отработки автоматических систем управления роль кос¬
монавтов будет сведена к контролю работы автоматики. Сте¬
пень участия космонавтов в обслуживании полезных нагрузок
и управления работой бортовых систем будет все время уве¬
личиваться. Деятельность, связанная с выходами в открытый
космос, управлением встречей и стыковкой и 'ведением хо¬
зяйства', останется такой же, как и в предыдущих програм¬
мах.
266
ЛИТЕРАТУРА
1. Раушенбах Б.В., Бирюков Ю.В. С.П. Королев-осново¬
положник практической космонавтики. В сб. "Из истории
авиации и космонавтики*. Вып. 17—18. М., 1972, 129-
137 (74.1.41.6).
2. Глушко В.П. Развитие ракетостроения и космонавтики в
СССР. М., АПН, 1973. (Рец.: Седов Л.И. 'Вестник АН
СССР', 1974, N? 6, 126-128) (74.9.41.1).
3. Tindall Howard W., J г. A cursory look at shuttle flight
operations. "AIAA Paper", 1973, № 36, 1—5.
4. Blahnik J. E., Advanced applications of the space shuttle.
AIAA Paper, 1973, № 206, 1-7.
5. Runge Fritz C. Shuttle Orbital Applications and Require¬
ments (SOAR). "AIAA Paper", 1973, № 70, 1—12.
6. Huber W. G. Space Tug. " AIAA Paper" , 1973, № 74, 1—8.
7. Withee W. W. Research and applications modules ( RAM) —a
family of payload carriers. "AIAA Paper", 1973, № 72, 1—13.
8. H u n t e г M. W., II, Gray R.M., M i 11 e r W. F. Design of lowcost,
refurbishable spacecraft for use with the shuttle. "AIAA Paper",
1973, № 73, 1-16,
9. Layton J. Preston, Grey Jerry. New space transportati¬
on systems. "Astronaut, and Aeronaut.", 1973, 11, №2, 12—24.
10. Transportation systems. "Space World", 1973. № 1—4. 34—42
(73.8.41.14).
11. Love EugeneS. Advanced technology and the space shuttle.
"AIAA Paper", 1973. № 31, 1-39 (73.8.41.15).
12. Shuttle payloads: 1980 and beyond. "Astronaut, and Aeronaut.",
1974, 12, № 6, 10-12 (74.12.41.194).
13. O’Lon e Richard G. Shuttle test pace intemsifies at Ames.
" Aviat. Week andSpace Technol.", 1974, 100, № 25, 68—69, 71,
73 (74.12.41.195).
14. NASA lowers estimates on cost per flight of space shuttle.
" Aerospace Daily", 1974, 67, № 26 , 204 (74.12.41.197).
15. Spaceplane experiments study. "Interavia Air Lett.", 1975,
№ 8197,5 (75.8.41.146).
16. Cost escalation in the Spaceplane. "Interavia Air Lett.", 1975
№ 8218 , 4 (75.8.41.147).
17. Marshall Center to define Spacelab payload. "Interavia Air
Lett.", 1975, № 8190, 11 (75.8.41.148).
18. NASA seeks bids on shuttle SRB integrated electronic assembly.
"Aerospace Daily", 1975, 71, № 4, 27 (75.8.41.149).
34-2
267
19. NASA definitizes Martin Marietta contract for shuttle tank.
" Aerospace Daily", 1975, 71, * 21, 163 (75.8.41.150).
20. Die erste Brennkammer des SPACE SHUTTLE Haupttriebwerks.
"Raumfahrtforschung", 1975, 19, № 1, 48 (75.8.41.151).
21. Feststoffbooster des SPACE SHUTTLE. "Raumfahrtforschung",
1975, 19, № 1, 48 (75.8.41.152).
22. 31000 personnes con strui sent le "Space Shuttle". "Air et cos¬
mos" , 1975, 13, № 570, 45 (75.8.41.153).
23. Sensor. "Flight Int.", 1975, 107, № 3447 , 547 (75.8.41.154).
24. Test of space shuttle prebumer. " Interavia Air Lett.", 1974,
№ 8157, 8 (75.6.41.121).
25; Covault Craig. Thermal, weight concerns force changes to
shuttle. "Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 101, № 23,
• 19-20 (75.6.41.122).
26. Orbiter, pad deferral expected in revised program for shuttle.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 101, № 23, 20
(75.6.41.123).
27. NASA looks for hydrogen suppliers. " Flight Int.", 1975, 107,
№ 3435, 51 (75.6.41.124).
28. Smith heads Martin Marietta space shuttle tank work. "Aero¬
space Daily", 1974, 70. № 9, 69 (75.6.41.125).
29. Boeing studies 1985—95 space transportation needs. " Aerospace
Daily", 1974, 70, № 12 , 96 (75.6.41.126).
30. New Beech program to spread word on shuttle benefits. "Aero¬
space Daily", 1974 , 70, № 18, 144 (75.6.41.127).
31. Shuttle cost—cutting choices go to Fletcher, Low. "Aerospace
Daily", 1974, 70, № 24, 185-186 (75.6.41.128).
32. Rockwell’s Tulsa Div. to build composite payload bay doors
for orbiter/'Aerospace Daily", 1974, 70, № 33, 263 (75.6.41.129).
33. Rockwell cuts shuttle orbiter manpower by 400. " Aerospace
Daily", 1974, 70, № 19, 147-148 (75.6.41.130).
34. Shuttle decisions. "Aerospace Daily", 1974 , 70, № 26 , 201
(75.6.41.131).
35. Rocketdyne reports first finng of shuttle engine dual prebumer.
"Aerospace Daily", 1974, 70, № 30, 240 (75.6.41.132).
36. Exploration of the solar system. "Astronaut, and Aeronaut." ,
1974, 12, ■№ 5, 20-24, 78 (74.12.41.25).
37. Eh ri eke Krafft A. Low cost commercial space traffic opera¬
tions and the swing station. "Raumfahrtforschung", 1974, 18,
№ 4, 173-182 (75.1.41.175).
38. ’Urban’ space facility seen post—space lab goal. " Aviat. Week
andSpace Technol.", 1974, 101, № 15, 20 (75.4.41.183).
268
39. Чембровский О. А., Казаров КЕК. Особенности разви¬
тия прикладных космических программ и научно-техничес¬
кий прогресс. В сб. "Ракетостроение. Т. 4. (Итоги науки и
техн. ВИНИТИ АН СССР)". М., 1974, 12-86 (75.1.41.54).
40. Thompson Robert F. The space shuttle— a future space
transportation system. "AIAA Paper", 1974, № 1286, 13 pp., ill.
(75.4.41.37).
41. Baker David. Implications of the 1975 NASA budget. " Spa¬
ceflight", 1974, 16, № 10, 362-36 5 (75.7.41.41).
42. NASA launch schedule. "Spaceflight", 1974, 16, № 10, 390—391,
395 (75.7.41.42).
43. S p ri n ge г D a v i d A. The launch processing system for space
shuttle. "AIAA Paper", 1973, №601, 4 pp. (74.1.41.215).
44. Young K. A. Representative space shuttle missions and their
impacton shuttle design. "AIAA Paper", 1973, №608, 6 pp.,
ill. (74.1.41.216).
45. Schnyer Dan. The space tug mission role and program plan¬
ning. "AIAA Paper", 1973, № 609, 9 pp., ill. (74.1.41.217).
46. Sivertson W. E., J r. A shuttle compatible advanced technolo¬
gy laboratory. "AIAA Paper", 1973, №611, 10 pp., ill.
(74.1.41.218).
47. Pruett W. R., Bell J.A. Vehicle management and mission
planning in support of shuttle operations. " AIAA Paper" , 1973,
№ 612, 9 pp., ill. (74.1.41.219).
48. H e a 1 d D. A., Jones D. J. Some considerations for space Tug
lauch site support operations. "AIAA Paper", 1973, № 620, iv,
28 pp., ill. (74.1.4L220).
49. Radioactive waste from nuclear electric power stations. " Aviat.
Week andSpace Technol.", 4973, 98, № 25, 11 (74.1.41.221).
50. Wilson Robert G. Introduction to the space transportation
system. EASCON’73 (Electron, and Aerospace Syst. Convent.)
Rec., Washington, D.C., 1973. New York, N.Y., 1973, 232-251
(74.9.41.96).
51. NASA approves preliminary designs of shuttle orbiter’s verti¬
cal tail. "Aerospace Daily", 1974, 65, № 21, 164 (74.9.41.97).
52. NASA puts off response to shuttle SRM protest until March 11.
" Aerospace Daily", 1974, 65, № 38, 307 (74.9.41.98).
53. NASA tries to keep shuttle on schedule despite shortages^ SRM
protest. "Aerospace Daily", 1974, 65, № 39, 317 (74.9.41.99).
54. NASA scales .down space tug cost estimates. " Aerospace
Daily", 1974, 65, № 41, 323-324 (74.9.41.100).
55. Late GAO decision on shuttle SRM protest could slow program.
"Aerospace Daily", 1974, 65, № 42, 331—332 (74.9.41.101).
269
34-3
56. NASA puts Thiokol’s shuttle SRM advantage at $ 122 mission.
" Aerospace Daily", 1974, 6£, № 10, 73-74 (74.9.41.102).
57. Dod space program emphasis shifting to tactical needs. "Aero¬
space Daily", 1974, 66, ■№ 16, 121-123 (74.9.41.103).
58. M a Ikin M. Q. Space shuttle/the new baseline. " Astronaut, and
Aeronaut.", 1974, 12, № 1, 62-78 (74.9.41.104).
59. Fink Donald E. Shuttle orbiter nears test flight decision.
" Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 100, № 3, 45—46
(74.9.41.105).
50. Full-scale mock-up of the Space Shuttle Orbiter. "Interavia
Air Lett.", 1974, № 7975, A. (74.9.41.106).
51. Space shuttle milestone. "Interavia Air Lett.", 1974, № 7975,
A-D. (74.9.41.107).
52. NASA ACTIVATES shuttle executives group. "Aerospace Dai¬
ly", 1974, £9, № 28, 218 (75.4.41.38).
53. Covault Craig. Inflation forcing shuttle changes. "Aviat.
Week and Space Technol.", 1974, 101, № 12, 20-22 (75.4.41.39).
54. Simmonds fuel gauging system for Space Shuttle. " Interavia Air
Lett.", 1974, № 8124, 6 (75.4.41.40).
55. I n ge 1 f i n ge r A. L. Space life—support and environmental cont¬
rol: systems for the ’70s. "Astronaut, and Aeronaut." , 1973, И,
№ 5, 61-65 (74.1.41.15).
56. Preparing for the space tug. " Flight Int." , 1974, 105, № 3406,
821 (74.12.41.200).
57. Space tug cost estimate lowered. "Aviat. Week and Space Tech-
nol.", 1974, 100, № 9, 21.
58. Space shuttle study proposals sought. "Aviat. Week and
Space Technol.", 1974, 100, ■№ 23, 22 (74.12.41.199).
59. Covault Craig. Shuttle advances alter mission studies.
" Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 100, № 11, 48—49
(74.12.41.198).
70. Covau 11 Craig. Space shuttle dominates NASA request.
" Aviat. Week and Space Technol." , 1975, 102, № 6, 28—30
(75.7.41.37).
71. NASA budget plan. "Aviat. Week and Space Technol.", 1975,
102, № 6, 29-30 (75.7.41.38).
72. NASA sees $ 50 million for fiscal 1977 starts. "Aviat. Week
andSpace Technol.", 1975, 102, № 6, 28 (75.7.41.36).
73. NASA loses $72 million from five programs, support activity.
"Aerospace Daily", 1974, 70. ■№ 19, 147 (75.7.41.30).
74. NASA keeps Pioneer Venus 1978 launch, gives details on de¬
ferrals. " Aerospace Daily" , 1974, 70, № 20, 155 (75.7.41.31).
270
75. NASA cuts FY 1975—78 shuttle program needs by $200 million.
"Aerospace Daily", 1974, 70, № 31, 242-243 (75.7.41.32).
76. NASA hopes to avoid annual shuttle shakedown. "Aerospace
Daily" , 1974, 70, № 32, 250 (75.7.41.33).
77. Shuttle operating costs. " Aerospace Daily", 1974, 70, № 40,
313 (75.7.41.34).
78. L an gere u x Pierre. Projet de budget 1976 de la NASA.
" Air et cosmos", 1975, 12, № 568, 41-43 (75.7.41.35).
79. NASA 1976 budget request keyed to offset inflation. "Interavia
Air Lett.", 1975, № 8186, 8 (75.7.41.39).
80. NASA budget: further details. "Interavia Air Lett.", 1975,
№8190,10-11 (75.7.41.40).
81. Fink Donald E. SAMSO melds defense shuttle needs. " Aviat-
Week and Space Technol.", 1974, 101, № 2, 71, 73.
82. Expendable vehicles fill pre—shuttle role. " Aviat. Week and
Space Technol.", 1974, 101, № 2, 75.
83. Rocketdyne gets additional advanced space engine work. " Aero¬
space Daily", 1974, 68, № 1, 7.
84. NASA awards $ 1.8 million in shuttle upper stage studies.
" Aerospace Daily", 1974, 68, № 20, 155 (75.1.41.44).
85. Koelle H.H. Statistical development history of space transpor¬
tation..Raumfahrtforschung," 1974, 18, № 1, 25—30 (74.7.41.1).
86. Mueller George E. Manned space flight: the future. " Space-
flight", 1968, IQ, № 12, 406-414.
87. Haise Fred W., J r. Space transportation system as seen by
an astronaut. "AIAA Paper", 1974, № 1281, 1-9 (75.6.41.133).
88. Tennant S. M. Human interactions and automation in space
payload operations. "AIAA Paper", 1974, № 1288, 1-6
(75.5.41.161).
89. Bulb an Erwin J. Astronauts in key shuttle support role.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 100, № 26, 51—52
(75.1.41.45).
90. Wolanski Piotr. Nowe kierunki rozwoju napedu rakietowego.
" Astronautyka" , 1973, 16, № 5, 12-15(74.2.41.43).
91. Space shuttle rocket motors and tanks. " Flight Int." , 1973,
10^, № 3366 , 444 (74.2.41.44).
92. Orbiter test system nears completion. Interavia " Air Lett." ,
1973, № 7849, 5 (74.2.41.45).
93. NASA seeks bids for space shuttle training aircraft. "Interavia
Air Lett.", 1973, № 786 4, 4 (74.2.41.46).
94. Space shuttle briefing. "Interavia Air Lett.", 1973, №7865, 6
(74.2.41.47).
271
95. Baker David. Evolution of the space shuttle. North Ameri¬
can Rockwell. Part 3. "Spaceflight" , 1973, 15, № 9, 344—352
(74.2.41.48).
96. MichaudMichael A. G. After Appollo. " Spaceflight", 1973,
15, №10, 362-367 (74.2.41.49).
97. Looking out for our Earth with the space shuttle transportation
system. "Space World", 4973, № J—9, 4—9 (74.2.41.50).
98. Space shuttle service to mankind. "Space World", 1973,
№j—9, 13-28 (74.2.41.51).
99. The Engines. "Space World", 1973, № J—9, 34—37 (74.2.41.52).
100. NASA tests new type of power managemen t system. "Westing¬
house Eng. ", 1973, 33, № 5, 156 (74.2.41.53).
101. GAO would eliminate economics as key point in shuttle de¬
cision. " Aviat. Week and Space Technol.", 1973, 98, № 25, 22
(73.12.41.82).
102. New shuttle forecast. " Aviat. Week and Space Technol.",
1973, 98, № 25, 22 (73.12.41.83).
103. Footnote to shuttle planning. "Astronaut, and Aeronaut.”,
1973, 11, № 8, 13 (73.12.41.84).
104. NASA seeks shuttle booster proposals. " Flight Int.” , 1973,
104, № 3361, 283 (73.12.41.85).
105. Up to date with the Space Shuttle. "Interavia", 1973 , 28, № 1,
80 (73.12.41.86).
106. Slipped milestone. " Aerospace Daily” , 1974, 66, № 32, 251
(74.10.41.151).
107. Space shuttle main engine prebumer tests begin. "Aerospace
Daily", 1974, 66, № 33 , 258 (74.10.41.152).
108. First flight—type shuttle hardware shown. "Aviat. Week and
Space Technol.", 1974, 100, № 9, 45 (74.10.41.153).
109. Covault Craig. Shuttle draws NASA development focus.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 100, № 10, 44—46
(74.10.41.154).
110. NASA reorganizing top management. "Aviat. Week and Space
Technol.", 1974, 100, № 10, 195(74.10.41.155).
111. NASA plans spacelab tunnel. "Aviat. Week andSpace Tech —
nol.", 1974, 100, № 12, 53 (74.10.41.156).
112. Shuttle engine begins tests. " Flight Int.", 1974, 105, № 3400,
602 (74.10.41.157).
113. Shuttle gathers momentum. "Flight Int.", 1974, 105, № 3402,
6 78-679 (74.10.41.158).
114. The Space shuttle may get competition. "Ind. Res.", 1974, 16^,
№ 4, 41-42 (74.10.41.159).
272
115. NASA awards space shuttle contracts. " Interavia Air Lett.1',
1974, №7977 , 5(74.10.41.160).
116. Sperry rand wins space shuttle MDM contract. "Interavia Air
Lett.", 1974, №7977, 6 (74.10.41.161).
117. McDonnell Douglas selected for space shuttle support. Inter—
avia Air Lett.", 1974, №7988, 6 (74.10.41.162).
118. Space shuttle engine test. "InteraviaAir. Lett.", 1974,
№7991, 6 (74.10.41.163).
119. Rockwell NASA shuttle contract modification. "Interavia Air
Lett.", 1974, № 7995, 5 (74.10.41.164).
120. FCS contract for Honeywell. " Interavia Air Lett." , 1974,
№7995, 5 (74.10.41.165).
121. Schiehlen We me r 0. Fine pointing system for large or¬
biting telescopes. "J. Spacecraft andnockets", 1974, 11,
№ 5, 273 -274(74.10.41.166). —
122. The Space shuttle—vital to man’s future? "Space World", 1974,
№K-3, 4-35 (74.10.41.168).
123. Su rbeг T. E., Olsen D.C. Space shuttle orbiter aerodynamic
development. "AIAA Paper", 1974, № 991, 1—5.
124. Bl a ski M. F., Owens S. L. Electrical power generation sub¬
system for space shuttle orbiter. 9th Intersoc. Energy Convers.
Eng. Conf., San Francisco, Calif., 1974. Proc. New York, N.Y.,
1974, 1-9 (75.6.41.134).
125. Wichmann H. An advanced regulator for the helium pressuri¬
zation systems of the space shuttle OMS and RCS. " AIAA Pa¬
per.", 1973, № 1309, 1-18.
126. Chazen M. L., Sanscrainte W. Space shuttle bipropellant
RCS engine. "AIAA Paper", 1973, № 1312, 1-9.
127. NASA to fund manned orbital facility, large lift vehicle studies.
"Aerospace Daily", 1974, 67, № 28, '221 (74.12.41.196).
128. Gray Robert H. Economics in ground operations of the spa¬
ce shuttle. " Raumfahrtforschung' , 1974, 18, № 4, 162—168
(75.1.41.179). “
129. Tribe John. Ground processing of Space Shuttle storable-
propellant systems. "AIAA Paper, 1973, № 1165, 1—28.
130. Calvetto Richard S. Apollo/Skylab GSE utilization for
Space Shuttle. "AIAA Paper", 1973, № 1166, 1—11.
131. Fink Donald E. Joint space shuttle program mapped by
NASA and Air Force. " Aviat. Week and Space Technol." ,
1973, 98, № 19, 23.
132. Fink Donald E. Shuttle design faces major milestone.
"Aviat Week and Space Technol.", 1973, 98, № 16, 18—19.
273
133. Definitive shuttle contract signed. " Flight Int.", 1973, 103,
№ 3348, 719.
134. Honeywell space shuttle subcontract. Interavia Air Lett.",
1973, № 7705, 3.
135. McDonnel Douglas Shuttle sub— contract. (U.S.A.). "Interavia
Air Lett.", 1973, № 7729, 3.
136. Definitive Space Shuttle contract signed. " Interavia Air Lett.",
1973, № 7746, 4.
137. Flight—testing the shuttle. " Flight Int.", 1973, 104, № 33 58,
107.
138. Booster impact and towing tests set. (U.S.A.). "Interavia Air
Lett.", 1973, № 7700, 6.
139. Undstrand gets $2 million from Rockwell for shuttle orbiter
work. "Aerospace Daily", 1974, 68, № 28 , 223 (75.2.41.30).
140. Baker David. The shuttle takes shape. " Flight Int." ,
1974, 105, ■№ 3407, 831-833 (75.2.41.31).
141. Pei 1 Norman G. Space shuttle status report. "New Horizons
Mater, and Process." Azusa, Calif., 1973 , 518 —526 ( 75.241.32).
142. Driggers Gerald W. Expendable space transportation — a
1972, assessment. "AIAA Paper", 1972, № 732, 1—12.
143. Congress at Vienna. " Flight Int.", 1972, 102, ■№ 3320 (! ),
624-625.
144. Beichel Rudi. Propulsion systems for single—stage shutt¬
les. "Astronaut, and Aeronaut.", 1974, 12, № 11, 32—39
(75.4.41.41).
145. Pivotal space program choices near. " Aviat. Week and Space
Technol.", 1974, 101, № 9, 123, 127, 129 (75.2.41.13).
146. Spacelab costs agreed. " Flight Int." , 197 4, 106, № 3414, 191
(75.2.41.14).
147. Experiments for first spacelab flight. " Flight Ink" , 1974, 106,
№ 3419,363 (75.2.41.15).
148. NASA/ESRO Spacelab meeting. "Interavia", 1974, 29, № 9,
820-821 (75.241.16).
149. Spacelab cost allocation. "Interavia" , 1974 , 29, № 9, 821
(75.2.41.17).
150. West german leader of the consortium which lost (he ESRO
spacelab contract to VFW—fokker (ERNO). " Interavia" , 1974,
29, № 9, 822 (75.2.41.18).
151. SPACELAB—Details. " Raumfahrtforschung", 1974, 18, № 5,
246 -247 (75.2.41.19).
152. NASA space shuttle technology conference, Langley research
center. Hampton, Virginia, March 2—4, 1971. Vol. 1. Aerodyna¬
mics and configuration. NASA, 1972. 749 pp. (англ.) Рец.:
274
Рутер Д.М. "Новые книги за рубежом", 1973, Б, № 9,
128-131 (74.1.41.13).
153. Вu 11 е г G.V., G ап о u n g J. К. Skylab—today’s technology at
work in space "AIAA Paper", 1973, № 598, 8 pp., ill.
(74.1.41.104).
154. H e a th R. A., H ol 1 an d W. B. Skylab experience with Apollo
docking/latching loads. " AIAA Paper", 1973, №613, 11 pp.,
ill. (74.1.41.105).
155. Du croc q Albert. Seconde mission Skylab: des debuts dif—
ficiles. " Air et cosmos", 1973, 11, № 494, 45—47 (74.1.41.106).
156. Skylab: a good ride but only one. "Astronaut, and Aeronaut.",
1973, H, № 5, 9-13 (74.1.41.107).
157. Skylab orbital colony. "Astronaut, and Aeronaut.", 1973, 11,
№ 5, 14-17 (74.1.41.108).
158. Total cost of a second series of Skylab missions. " Aviat. Week
and Space Technol.", 1973, 98, № 25, 11 (74.1.41.109).
159. Bulban Erwin J. Skylab proving man can work in space.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1973 , 98, № 5, 14—15
(74.1.41.110).
160. Skylab crew’s circadian rhythm tuned. "Aviat. Week and Space
Technol.", 1973, 98, № 25, 15 (74.1.41.111).
161. Bu 1 b a n E r w i n J. EVA paves way for next Skylab mission.
" Aviat. Week and Space Technol." , 1973, 98, № 26, 22—23
(74.1.41.112).
162. Skylab may shift shuttle EVA plans. "Aviat. Week and Spa¬
ce Technol.", 1973,98, № 26, 22 (74.1.41.113).
163. Sky lab science data gathering exceeds earlier expectations.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1973, 98, ■№ 26, 23
(74.1.41.114).
164- Procedures for second Skylab launch altered. " Aviat. Week
and Space Technol.", 1973, 99, № 3, 20 (74.1.41.115).
165. Photos detail Skylab crew’s medical tests. "Aviat. Week and
Space Technol.", 1973, 99, № 3, 68-69 (74.1.41.116).
166. First Skylab earth resources photos. "Aviat. Week and Space
Technol.”, 1973, 99, № 3, 70 (74.1.41.117).
167. Skylab photos show Lakes pollution. "Aviat. Week and Space
Technol., 1973, 99, № 3, 73(74.1.41.118).
168. Sky lab command module weight at peak. "Aviat. Week and
Space Technol.", 1973, 99, .№ 4, 21 (74.1.41.119).
169. CovaultCraig. Skylab crewmen to cany backup gyros.
" Aviat. Week and Space Technol.", 1973, 99, № 4, 21—22
(74.1.41.120).
275
170. Shumann William A. Change in Skylab launch data studied.
"Aviat. Week and Space Technol.", 1973, 99, № 5, 14
(74.1.41.121).
171. Mission extended. "Aviat. Week and Space Technol.", 1973 , 99.
№ 5, 15 (74.1.41.122).
172. Skylab design coordination lack cited. "Aviat. Week and Space
Technol.", 1973, 99, № 5, 47 -49 (74.1.41.123).
173. Skylab technology used to study storm. Aviat. Week and Space
Technol.", 1973, 99, ■№ 5, 51 (74.1.41.124).
174. Will provides Sky lab circuits and covers capsu le recovery.
" Communs News", 1973, 10, № 7, 8 (74.1.41.125).
175. Backpack tested inside Skylab. "Flight Int.", 1973, 104,
№ 3363, 364(74.1.41.126).
176. Skylab set for 59 days. " Flight Int.", 1973, 104, № 3364, '389
(74.1.41.127).
177. Skylab still "go". " Flight Int.", 1973, 104, # 3365, 408
(74.1.41.128).
178. Gegerle Julius. Skylab— the link between Apollo and the
space shuttle. "Interavia", 1973, 28, № 4, 317—321
(74.1.41.129).
179. Revised Skylab mission plans. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7765, 2(74.1.41.130).
180. Skylab medical experiments start. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7769,8 (74.1.41.131).
181. Skylab experiments continuing. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7770, 3 (74.1.41.132).
182. Skylab repairs to be attempted. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7773, 6 (74.1.41.133).
183. Skylab crew rehearses repair mission. "Interavia Air Lett.",
1973, № 7774, 3 (74.1.41.134).
184. Space endurance record for skylab crew. "Interavia Air
Lett.", 1973, № 7781, 1 (74.1.41.135).
185. Skylab crew lead for home. "Interavia Air Lett." , 1973,
№ 778 5, 1 (74.1.41.136).
186. Second makeshift solar shield for Skylab. "Interavia Air
Lett.", 1973, № 7795, 5 (74.1.41.137).
187. Second Skylab crew launch date. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7798, 5 (74.1.41.138).
188. Skylab gyros replaced. "InteraviaAir Lett.", 1973, № 7832,
5 (74.1.41.139).
189. Skylab crew return today. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7850, 5 (74.1.41.140).
276
190. Lewis Richard. The Sun from Skylab. "New Sci.", 1973,
59, № 857, 255 (74.1.41.141).
191. Baker David. Skylab— the diary of a rescue mission. Part 1.
" Spaceflight" , 1973, 15, № 9, 334-340 (74.1.41.142).
192. Skylab experiments. Part 2. "Space World", 1973, № J—7,
23 -42 (74.1.41.143).
193. Skylab experiments. Part 3. "Space World", 1973, № J—8,
19-37 (74.1.41.144).
194. First Skylab Mission proves successful. "Sky andTelesc.",
197 3, 46, ■№ 2, 74-78 (74.1.41.145).
195. Amateur observations of theSkylab procession. "Sky and Те—
lesc.", 1973 , 46, № 2, 126-129 (74.1.41.146).
196. Jotuni Pertti. Skylab amerikkalaisen avaruusasemaohjel-
man alkuvaihe. "Tyb'njohto ja tekn.", 1973, № 7 —8 , 228 —232
(74.1.41.147).
197. Skylab mission extended. "Interavia Air. Lett.", 1973,
№7807, 6.(74.1.41.148).
198. S-IVB stage for X—ray mapping. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7809, 5 (74.1.41.149).
199. Second Skylab mission starts. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7811 (74.1.41.150).
200. NASA report on Skylab meteoroid shield failure. "Interavia Air
Lett.", 1973, № 7811, 6 (74.1.41.151).
201. Skylab difficulties. " Interavia Air Lett.” , 1973, №7814, 5
(74.1.41.152).
202. Skylab crew’s record space walk. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7816, 6 (74.1.41.153).
203. Skylab salvaging less urgent. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7824, 6 (74.1.41.154).
204. Final countdown for Apollo. "Interavia Air Lett.", 1973,
№ 7808, 1 (74.1.41.155).
205. Baker Da viL. Skylab: the three month vigil. Parti. "Spa¬
ceflight", 1974, 161№ 11, 412-417 (75.7.41.55).
206. Baker David. Skylab: the three month vigil. Part 2. "Space-
flight", 1974, 16, № 12 , 456 -461 (75.7.41.86).
207. Baker David. Skylab: the three mon th vigil. Part 3. "Space-
flight", -1975, 17, № 1, 11—15. См. также - Space food.
" Technol. Rev.", -1975, 77, № 3, 6 0 (75.7.41.87).
208. A1AA/AGU Conference on Scientific Experiments of Skylab,
Huntsville, -Ala., Oct. 30— Nov. 1, 1974. "AIAA Bull.", -1974,
11, № 11, 340-349 (75.4.41.2).
209. Lehn W. L., Hurley C. J. Skylab DO24 thermal control coa¬
tings and polymeric films experiment. "AIAA Paper", -1974,
№ 1228, 9 pp., -ill. (75.4.41.3).
277
35-1
210. Hildner, E. The solar corona as seen from Skylab. "AIAA Pa¬
per", 1974, № 1232, 9 pp., ill. (75.4.41.4).
211. Around the world for eighty—four days. " Flight Int." , 4974,
106, # 3424. 619-621 (75.4.41.6).
212. Garriott Owen K. Skylab report: man’s role in space re¬
search. "Science", 1974, 186, № 4160, 219 -226 (75.4.41.7).
213. Space Shuttle. " Raumfahrtforschung" , 1975, 19, # 1, (Beil),
Raumfahrt—Typenbl (75.7.41.134).
214. Hook W. Ray. Shuttle and spacelab — The promise for advan¬
ced technology. EASCON’74 Rec. IEEE Electron, and Aerospa¬
ce Syst. Convent., Washington, D.C., 1974. New York, N.Y.,
1974, 2-2g (75.7.41.135).
215. 'Dunning RobertW. Life sciences payloads for shuttle.
EASCON’74 Rec. IEEE Electron, and Aerospace Syst. Convent.,
Washington, D.C., 1974. New York, N.Y., 1974, 10—lOq
(75.7.41.136).
216. Fischetti Thomas L. Modular design of the earth observa¬
tory satellite (EOS). EASCON’74 Rec. IEEE Electron, and
Aerospace Syst. Convent., Washington, D.C., 1974. New York,
N.Y., 1974, 11—18 (75.7.41.137).
217. Scull Wilfred E. Astronomy, solar physics, and high energy
astrophysics payloads for spacelab. EASCON’74 Rec. IEEE
Electron, and Aerospace Syst. Convent., Washington, D.C.,
1974. New York, N.Y., 1974, 3-3c (75.7.41.138).
218. Boeing proposes shuttle pay load canister for 747 piggyback.
" Aerospace Daily" , .1975, 71, # 7, 53 (75.7.41.139).
219. Goodsyear pressurised working tunnel for Space Shuttle. "In —
teravia Air Lett.", 1974, № 8161, 5 (75.7.41.140).
220. The NASA space shuttle. "Spaceflight", 1974, 16, Y 1,
419-422 (75.7.41.141).
221. Strategy for solar system exploration. "Space World", 197 4,
№ K—11, 4-21 (75.3.41.37).
222. Planetary missions: making do. "Astronaut, and Aeronaut.",
1974, 12, # 11, 10-12 (75.3.41.38).
223. Kirkham FrankS., Jackson L. Robert, Weidner
John P. The case for a high-speed research airplaneresults
from an in—house study. "AIAA Paper", 1974, № 988, 1—10
(75.3.41.160).
224. Ve 11 eг H. C., De Camp R. W. Incremental growth vehicle
(IGV). AIAA Paper", 1974, № 989, 1-5, (75.3.41.159).
225. Van Camp Verle V., Williams E. T. Hypersonic research
airplane propulsion for boost and test. "AIAA Paper", 1974,
№ 990, 1-7 (75.2.41.173).
278
226. H a r w i t M a r t i n . Infrared astronomy and the shuttle. " Astro¬
naut. and Aeronaut.", 1974, 12, # 10, 23—28 (75.5.41.173).
227. Future engines and fuels. "Astronaut, and Aeronaut." , 1974,
12, № 9, 14-17.
228. Second decade of manned spaceflight. "Interavia" , 1972, 27,
№ 12, 1320.
229. Gall ow ay Alec. Does the space shuttle need military bac¬
king? "Interavia", 1972, 27, ■№ 12,1327 —133'1.
230. Geddes J.Philip. Space shuttle basics. " Interavia" ,
1972,_27, ■№ 12, 1331-1334.
231. Mueller George E. The benefits of space exploration rela¬
ted to the Space Shuttle. "Interavia", 1972, 27, № 12,
1335-1336.
232. Yokobori Sakae. "Нихон коку утю гаккайси, J. Jap. Soc.
Aeronaut, and Space Sci.", 1973,_21, № 232, 291-297
(74.1.41.315).
233. Bolton Frank C. Refurbishable spacecraft': modules and
components for the shuttle era. " Astronaut, and Aeronaut." ,
1973, H., № 4, 44-50.
234. В u rb ri d ge H en ry Keith. Shuttle payloads: saving dollars
by offsetting risks. "Astronaut, and Aeronaut.", 1973, 11,
№ 4, 52—59.
235. Urbach Ken ne th. On—orbit chockout and repair as a fac¬
tor in economical spacecraft design and operation. "Astronaut,
and Aeronaut.", 1973, 11, № 4, 60—66.
236. T а у 1 о r K. R., H a m me 1 R. L. Space processing payloads for
the space shuttle ERA. " AIAA Paper" , 1974, № 153, 1—12
(74.7.41.213).
237. Smith E. P. Space shuttle in perspective— history in the ma¬
king. "AIAA Paper", 1975. № 336, 13 pp., ill. (75.8.41.142).
238. Ulsamer Edgar. A new era of economical spaceflight. Air
Force Mag.", 1974, 57, № 10 , 34-35 (75.8.41.143).
239. Edgar Robert. Prime power for the shuttle. "Spaceflight",
197 5, 17, •№ 2, 70-73, 80 (75.8.41.144).
240. The 25th International Astronautical Congress. "Interavia",
1974 , 29, ■№ 12, 1178 (75.5.41.3).
241. Зенгер-Бредт И., Шефер Э. Вклад Е.Зенгера в разви¬
тие космической техники. В сб. "Из истории авиации и кос¬
монавтики". Вып. 17-18. М., 1972, 47-60 (74.1.41.8).
242. Drumheller Kirk. Extraterrestrial disposal of nuclear was¬
tes. "Nucl. Technol.", 1974, 24, № 3, 418-425 (75.5.41.184).
243. Space shuttle starts flight simulation tests. "Prod. Eng."
(USA), 1974, 45, № 9, 16-17. (75.4.41.171).
279
35-2
244. Goodrich unit gets shuttle orbiter subcontract. "Aerospace Dai¬
ly", 1974, 65, № 27 , 220. (75.1.41.33).
245. Marquardt to develop reaction control system engine for shuttle.
"Aerospace Daily", .1974, 67, № 32, 251 (75.1.41.34).
246. De KLM heeft twee boeing 747. " Avia", 1974, 33, ■№ 9, 276
(75.1.41.35).
247. More shuttle work for Sundstrand. "Flight Int." , 1974, 106,
№ 3418 , 326 (75.1.41.36).
248. First shuttle parachute complete. " Flight Int.", 1974, 106,
№ 3418 , 326 (75.1.41.37).
249. Shuttle model acoustic tests. " Flight Int.", 1974, 106, ■№ 3418,
326 (75.1.41.38).
250. Calspan space shuttle studies. "Interavia Air Lett." , 1974,
№ 8072, 6 (75.1.41.39).
251. Ball Corp, wins orbiter contract. "InteraviaAir Lett.", 1974,
№ 8084, 6 (75.1.41.40).
252. Lockheed to perform orbiter structural testing. "Interavia Air
Lett.", 1974, № 8089, 6 (75.1.41.41).
253. Orbiter ferry flights. " Aerospace Daily" , 1974, 68, № 1, 2
(75.2.41.27).
254. Rocketdyne gets additional advanced space engine work.
" Aerospace Daily", 1974, 68, № 1, 7. (75.2.41.28).
255. Martin/Denver picked to supply shuttle orbiter reaction cont¬
rol tanks. "Aerospace Daily", 1974, 68, № 16, 127 (75.2.41.29).
256. Major collaboration evolves on Spacelab. " Aviat. Week and Spa¬
ce Technol.", 1974, 101, № 3, 11, 13-14 (75.1.41.5).
257. NASA, ESRO set guidelines for Spacelab payload selection.
" Aviat. Week and Space Technol." , 1974, 101, ■№ 3, 14
(75.1.41.6).
258. Winston Donald C. Weight problem delays contract for
Spacelab. "Aviat. Week and Space Technol.", 1974, 100, № 21,
18-19 (75.1.41.7).
259. ESRO at German aerospace show. ESRO/ELDO Bull., 1974,
№ 25, 23 ( 75.1.41.8).
260. Spacelab contract to Sener. " Flightjnt.", 1974, 106, ■№ 3418,
326 (75.1.41.9).
261. Lear Siegler Wins Orbiter contract. "Interavia Air Lett.",
1974, № 8079, 3 (75.1.41.10).
252. European proposals for Spacelab. " Interavia Air Lett.", 1974,
№ 8091, 10 (75.1.41.11).
263. Spacelab. "ESRO/ELDO Bull.", 1974, № 25, 21-22.(75.1.41.12).
264. Planning Challenges of the 70’s in Space. Proc. 15th Ann.
Amer. Astronaut. Soc. and 35th Ann. Oper. Res. Soc. Denver,
280
Colo, June 17—20, 1969. Eds. Morgenth aler George W.,
Morra Robert. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26). Tarzana,
Calif., 1970. xxiv, 445 pp., ill. (75.2.41.6).
265. Smith Henry J. Future manned and automated earth orbital
science missions. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astro¬
naut. Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970, 19-26 (74.2.41.7).
266. F i s c her W i 11 i a m A. Results of earth resources surveys of
the earth and plans for future satellites. Plann. Challenges
70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif.,
1970, 29-40 (74.2.41.8).
26 7. Jones David M. Current and future range considerations.
Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26).
Tarzana, Calif., 1970, 95-103 (74.2.41.9).
268. Sloop John L. Technology for manned planetary missions.
Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26).
Tarzana, Calif., 1970, 128-146 (74.2.41.10).
269. Marjaniemi Darwin K., Tiffany 0. Lyle Lunar surface
experiments. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut.
Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970, 149-162 (74.2.41.11).
270. Lowe Harry N., Jr. Extraterrestrial construction. Plann.
Challenges 70’s apace. (Adv. Astronaut. Sci. Vol.26). Tarzana,
Calif., 1970, 163-175 (74.2.41.12.
271. Eckman Philip K. The 1973 Mariner Mercury mission.
Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26).
Tarzana, Calif., 1970, 195-215 (74.2.41.13).
272. Matthews H.F., Hall C. F. The Pioneer mission to Jupi¬
ter. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol.
26). Tarzana, Calif., 1970, 216 -238 (74.2.41.14).
273. Long J ames E. Reconnaissance missions to the outer pla¬
nets. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol.
26). Tarzana, Calif., 1970, 239-255 (74.2.41.15).
274. Wrobel J. Richard, Kerrisk Daniel J. Early explora¬
tion of the asteroids region by solar powered electrically pro¬
pelled spacecraft. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astro¬
naut. Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif., 197 0, 267 -287 (74.2.41.16).
275. Hunter M a x w e 11 W., 41. Accessible regions beyond the solar
system. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci.
Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970 , 293-317 (74.2.41.17).
276. Ehrlich Eugene. Recent developments in navigation satel¬
lites. Plann. Challenges 70’s Space. (Adv. Astronaut. Sci.
Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970, 323-340 (74.2.41.18).
277. Smi th J.aredScott. " Earth benefits and system restraints"
for communication satellites in a public benefit configuration.
281
Plann. Challenges 7O’s Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol.26).
Tarzana, Calif., 1970, 359-369 (74.2.41.19).
278. P a 1 u d a n Charles T. IN. Potential contributions of orbital
earth resources data to urban planning. Plann. Challenges 70’s
Space. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970,
373-382 (74.2.41.20).
279. Bolger P.H. System safety — a management system for sa¬
fety usedin manned space flight. Plann. Challenges 70's Spa¬
ce. (Adv. Astronaut. Sci. Vol. 26). Tarzana, Calif., 1970,
432-443 (74.2.41.21).
i-
СОДЕРЖАНИЕ
Предисловие 5
Предисловие авторов 6
ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
А .Г. Захаров, Ю.К. Казаров
Раздел I
Принципы построения и перспективы применения
транспортной космической системы 12
Вве дение 12
Глава 1. Общие принципы построения перспективных
транспортных средств для исследования и использования
космического пространства 15
1.1 Определение транспортной космической системы
и требования к ней 16
1.2 Общие принципы построения, задачи и области
применения транспортной космической системы 17
1.2.1 Цели и методы исследования Солнечной сис¬
темы и роль транспортной космической системы 21
1.2.2 Исследования возможностей транспортного
обслуживания геостационарной зоны околоземного кос¬
моса 29
1.2.3 Формулирование требований и некоторые ис¬
ходные принципы проектирования полезной нагрузки
при использовании ВКС в качестве транспортного
средства . 55
282
1.2 .3.1 Анализ оборудования для полезной нагрузки. . 70
Глава 2. Анализ рационального соотношения ручных
и автоматических операций, учитываемых при проекти¬
ровании транспортной космической системы 76
2.1 Человек и автоматы в космических системах. . . 76
2.2 Оценка роли космонавтов в транспортной кос¬
мической системе 85
Глава 3. Планируемая модель эксплуатации и перс¬
пективы развития транспортной космической системы. . . 106
3.1 Программы космических полетов и планируе¬
мая модель транспортных операций в космическом
пространстве 106
3.2 Характеристика и перспективы развития транс¬
портной космической системы .112
3.2.1 Схема транспортной космической системы. ... Ц2
3.2.2 Требуемые энергетические характеристики
третьей ступени транспортной космической системы. ... ИЗ
3.2.2.1 Одноразовые третьи ступени 115
3.2.2.2 . Переходные варианты .МТА цу
3.2.2.3 Планы создания МТА 118
3.2.3 Расширение возможностей ВКС для полетов
на геостационарную орбиту и на Луну 121
3.2.4 Прогнозирование эволюции полезных нагру¬
зок и подход к исследованию новых принципов проек¬
тирования ИСЗ 124
3.2.4.1 Изменение конструкции ИСЗ 125
3.2.4.2 Иеотделяемая полезная нагрузка и автоном¬
ные блоки 127
3.2.5 Обслуживание орбитальных объектов с помо¬
щью транспортной космической системы 129
3.2.6 Экономические соображения 132
Раздел II
Ретроспективный анализ создания, состояние
и тенденции развития проекта W
Глава 1. ЗЬолюция технических идей и экономических
концепций в процессе научно-исследовательских и проект¬
ных работ по созданию ВКС 136
Глава 2. Базовый вариант ВКС 157
2.1 Схема полета ВКС 163
283
2.2 Полезная нагрузка для ВКС 166
2.3 Аэродинамика ВКС 191
2.4 Конструкция орбитальной ступени и размещение
экипажа 200
2.5 Система жизнеобеспечения и терморегулирования 202
2.6 Маршевая двигательная установка 204
2.7 Вспомогательные двигательные установки 208
2.8 Энергоустановка и электронное оборудование
орбитальной ступени 211
2.9 Механические и гидравлические подсистемы орби¬
тальной ступени 213
Глава 3. Основные характеристики стартово—посадоч¬
ных комплексов, наземное оборудование и программа
испытаний ВКС 215
3,1 Основные характеристики стартово-посадочных
комплексов 215
3.2 Наземное оборудование, техническое обслужива¬
ние и программа испытаний ВКС 217
3.3 Состояние и развитие программы создания ВКС 225
3.4 Участие космонавтов США в программе создания
ВКС 235
Глава 4. Анализ существующих транспортных косми¬
ческих средств и основные направления развития про¬
екта ВКС 23 6
4.1 Анализ возможностей существующих транспорт¬
ных космических средств ОПА 236
4.2 Основные направления развития проекта ВКС. . . 246
4.3 Двигательные установки для ВКС одноступен¬
чатой схемы 254
Выводы 265
Литература 267
Технический редактор К.Т. Городская
В печать 12/VII -1976 г. Т-13508
Формат 60x90 1/16 Печ.л. 17,75 Уч.—изд.л. 16,46
Тираж 700 экз. Цепа1р.8 9к. Заказ 6691
Производственно—издательский комбинат ВИНИТИ
Люберцы, Октябрьский проспект, 403