Автор: Шумилин А.А.
Теги: междупланетные соединения (междупланетные полеты) космонавтика (аэронавтика) авиация космическая техника
ISBN: 5-9533-0820-5
Год: 2005
Текст
ВОЕННЫЙ ПДРДД ИСТОРИИ
АЛ. Шумилин
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ
СИСТЕМЫ США
История, современность, перспективы
МОСКВА
«ВЕЧЕ»
2005
ББК 39.62; 39.65
Ш96
Шумилин А.А.
Ш 96 Авиационно-космические системы США. История, со-
современность, перспективы / А.А. Шумилин. — М. : Вече,
2005. — 528 с. : ил. — (Военный парад истории).
ISBN 5-9533-0820-5
В книге дается описание основных программ, выполняемых в
США с целью создания новых средств выведения на орбиту космиче-
космических аппаратов. Помимо традиционных ракет-носителей особое вни-
внимание уделяется авиационно-космическим системам многоразового ис-
использования и перспективным гиперзвуковым летательным аппара-
аппаратам. Кроме того, в издании представлен ретроспективный обзор
полувековой эволюции проектов воздушно-космических самолетов и
эксплуатирующихся в настоящее время семейств одноразовых ракет-
носителей. Отдельный раздел посвящен истории и современному со-
состоянию американских космодромов. *
Книга рассчитана на читателей, интересующихся авиацион-
авиационно-космической тематикой, студентов вузов и специалистов аэрокос-
аэрокосмической отрасли.
ББК 39.62; 39.65
ISBN 5-9533-0820-5 © Шумилин А.А., 2005
© ООО «Издательский дом «Вече», 2005
Нине
Александровне
Шумилиной
ПРЕДИСЛОВИЕ
Сначала романтики от космоса мечтали только о его дос-
достижении (нетерпеливые грезили полетами к другим планетам).
Затем появились идеи об использовании космического про-
пространства для решения практических и научных задач: связи,
навигации, наблюдения... Но любой такой проект начинался,
конечно, с выведения спутника на околоземную орбиту.
Транспортным космическим системам, обеспечивающим
доставку грузов в космос, и посвящена эта книга. Тема рас-
раскрывается на проектах, которые были реализованы или вы-
выполняются в настоящее время в США — одной из ведущих
космических держав.
Исторически сложилось так, что эволюция проектов
средств выведения космических аппаратов шла по двум на-
направлениям. Одно из них предусматривало использование ра-
ракетных систем, а второе — развитие высокоскоростной авиа-
авиации и разработку воздушно-космических самолетов. Значи-
Значительный опыт по эксплуатации боевых баллистических ракет,
накопленный к концу 1950-х годов, вкупе с высокой слож-
сложностью создания крылатых аэрокосмических систем предоп-
предопределили выбор типа средств запуска первых искусственных
спутников Земли. Лишь в 1981 г. начались полеты комбини-
комбинированной транспортной системы «Спейс Шаттл», основным
элементом которой стала многоразовая орбитальная ступень
самолетной схемы.
В этой книге дается характеристика основных программ,
которые выполняются военными, гражданскими и коммерче-
коммерческими организациями США с целью разработки как ракетных,
так и аэрокосмических систем (во избежание излишней дета-
детализации в определениях все средства выведения грузов в кос-
космос ниже зачастую называются общим термином: транспорт-
6 ЗШШт> А. ШУМИЛИН
ные космические системы). Помимо традиционных одноразо-
одноразовых ракет-носителей и упомянутой многоразовой системы
«Спейс Шаттл» в работе описываются перспективные гипер-
гиперзвуковые летательные аппараты, которые могут использоваться
в качестве самолетов-разгонщиков различных верхних ступе-
ступеней, а также межорбитальные буксиры и средства для меж-
межпланетных перелетов.
Также рассматриваются многочисленные проекты по со-
созданию необходимых технологий и элементной базы для транс-
транспортных систем будущего. Особое внимание при этом уделя-
уделяется разработке новых двигательных установок: жидкостных,
твердотопливных, комбинированных, лазерных и т.п. Посколь-
Поскольку освоенные технологии по обыкновению применяются сна-
сначала в боевой технике, то в соответствующих разделах чита-
читатель найдет описания некоторых проектов гиперзвуковых кры-
крылатых ракет и некоторых других аппаратов.
Учитывая определенную степень преемственности интен-
интенсивно проводимых в США разработок, в книге дан ретроспек-
ретроспективный обзор наиболее крупных программ, связанных с со-
созданием воздушно-космических самолетов, а также приведе-
приведена эволюция основных семейств ракет-носителей, берущих свое
начало от баллистических ракет 1950-х годов.
В отдельный раздел выделено описание американских кос-
космодромов, играющих важную роль при испытаниях и эксп-
эксплуатации авиационной и ракетной техники различного на-
назначения.
Книга написана в основном по публикациям зарубежных
аэрокосмических журналов. Это привносит в издание извест-
известные особенности, присущие журналистике. С одной стороны,
описательный стиль изложения позволяет надеяться на дос-
достаточно широкий круг читателей. Но в то же время использо-
использованные периодические издания не являются официальными
документами, их статьи за исключением обзоров исторического
характера отражают лишь текущее состояние какого-либо про-
проекта и не всегда сведения о его последующих изменениях мож-
можно найти в печати.
Признавая некоторую вторичность своей работы, автор
выражает свою признательность журналистам, фотокорреспон-
фотокорреспондентам, авторам книг и справочников, чьи материалы исполь-
использовались им в качестве первоисточников.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 7
Памятуя об афоризме, что легче любить все человечество,
чем ближних, автор считает своим долгом также высказать
слова благодарности:
— сотрудникам издательства «Вече», взявшим на себя труд
и риск издания этой нелегкой книги,
— сотрудникам московского представительства корпорации
«Boeing», предоставившим превосходный иллюстративный
материал, и
— немногочисленным частным лицам и друзьям, постоян-
постоянно оказывающим автору помощь и советами, и делами.
ВВЕДЕНИЕ
Катастрофа 1 февраля-2003 г., в результате которой была
утрачена орбитальная ступень «Колумбия» системы «.Спейс
Шаттл» и погибли семь астронавтов, потребовала внесения зна-
значительных корректив во всю национальную космическую про-
программу США. Приостановление, а в последующем снижение
интенсивности эксплуатации этой многоразовой транспортной
системы из-за сокращения числа ее орбитальных ступеней су-
существенно затруднило реализацию многих проектов с участи-
участием человека, так как иных средств выведения людей в космос
у США не было и в ближайшей перспективе не появится.
Поэтому проектирование новой пилотируемой транспорт-
транспортной системы стало одной из приоритетных задач американ-
американской космической программы. Для ее создания потребуется лет
десять. Если же объявленная в начале 2004 г. президентская
инициатива о повторной высадке астронавтов на Луну к 2020 г.
начнет воплощаться в жизнь, то разработка необходимой ра-
ракетно-космической системы займет гораздо больше времени.
Таким образом, основной груз транспортного обеспечения
космических проектов ближайших лет ложится на ракеты-но-
ракеты-носители «Атлас-5» и «Дельта-4», первые старты которых состо-
состоялись в 2002 г. Трагедия «Колумбии», полностью затмив эти
события, особо подчеркнула их важность и своевременность.
Разработка семейств ракет «Атлас-5» и «Дельта-4», моде-
модели которых рассчитаны на запуски космических аппаратов
среднего и тяжелого классов, велась в рамках программы
EELV, инициатором и заказчиком которой стало правитель-
правительство США. Данное обстоятельство сразу же придало ей обще-
общенациональное значение, ибо последний такого уровня феде-
федеральный проект — создание ракеты «Титан-4» — был предпри-
предпринят в 1984 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 9
Программа EELV была одним из элементов долгосрочно-
долгосрочного плана обновления всего парка транспортных космических
систем, принятым к реализации в 1994 г. Среди прочего этим
планом предусматривалось и начало проектно-конструктор-
ских работ по новому многоразовому средству выведения, ко-
которым после 2005 г. предполагалось заменить систему «Спейс
Шаттл».
Таким образом, несмотря на то, что не все из задуманного
тогда удалось воплотить в жизнь, середина 1990-х годов стала
своеобразной вехой в развитии аэрокосмических систем США,
и это определило временное начало данного повествования.
Ситуация, сложившаяся в аэрокосмической отрасли США в
начале 1990-х годов, оценивалась представителями государ-
государственной власти и промышленности как достаточно сложная.
Имевшаяся в наличии правительственных ведомств номенк-
номенклатура средств выведения космических аппаратов (КА) не от-
отвечала, в первую очередь по экономическим показателям, тре-
требованиям федеральной программы создания перспективной
космической инфраструктуры. Так, например, затраты на
транспортное обеспечение только военных проектов в период
2001—2020 гг. при использовании ракет «Атлас-2», «Дельта-2»
и «Титан-4», созданных в основном на базе технологий 1960-х
годов, достигли бы 20 млрд долл., что превышало ожидаемые
бюджетные ассигнования на подобные задачи.
Многоразовая транспортная космическая система (МТКС)
«Спейс Шаттл», в основном удовлетворяющая потребностям в
зацусках гражданских объектов, могла бы при выполнении
поэтапной модернизации отдельных блоков эксплуатировать-
эксплуатироваться вплоть до 2030 г. Однако на выполнение подобных работ до
2005 г. потребовалось бы израсходовать около 6 млрд долл.,
но и после этого удельные затраты на выведение грузов в кос-
космос остались бы чрезвычайно высокими.
В связи с этим возникла необходимость качественного об-
обновления всего парка транспортных космических систем (ТКС).
Однако различные, часто противоречивые требования к перс-
перспективным средствам выведения со стороны Министерства обо-
обороны и Национального управления по аэронавтике и исследо-
исследованию космического пространства («National Aeronautics and
Space Administration», далее NASA) — основных федеральных
ведомств, занимающихся космическими разработками, не по-
позволяли выработать концепцию одной универсальной ТКС.
10 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
Каждая из названных организаций провела самостоятельные
исследования по определению оптимальной номенклатуры
средств выведения КА, которая позволила бы максимально
сократить затраты на транспортное обеспечение перспектив-
перспективных программ. Полученные результаты были переданы руко-
руководству страны.
На основе представленных материалов в августе 1994 г.
Президентом У. Клинтоном была подписана директива «По-
«Политика в области ТКС» (Space Transportation Policy), опреде-
определившая пути развития средств выведения на ближайшее де-
десятилетие. В соответствии с этим документом Министерству
обороны предписывалось приступить к широкомасштабной
модернизации одноразовых ракет-носителей (РН), a NASA дол-
должно было начать опытно-конструкторские разработки по
МТКС второго (после системы «Спейс Шаттл») поколения.
ЧАСТЬ 1
РАЗРАБОТКИ МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ
Директивой «Политика в области ТКС» вновь был подтвер-
подтвержден статус Министерства обороны как головного ведомства,
отвечающего за развертывание космических систем стратеги-
стратегического назначения, решающих задачи национальной безопас-
безопасности. Все вопросы транспортного обеспечения подобных про-
программ должны полностью находиться в ведении Министерства
обороны. Вместе с тем указывалось, что работы по усовершен-
усовершенствованию ракет-носителей необходимо выполнять в тесном
сотрудничестве с разведывательными организациями, NASA,
Министерствами транспорта и торговли.
ГЛАВА 1
ПРОГРАММА EELV
Одобренная правительством программа .модернизации
средств выведения КА военного назначения получила название
«Evolved Expendable Launch Vehicle» (EELV). Головным заказ-
заказчиком проекта, на который выделялось около 2 млрд долл., стал
Центр космических и ракетных систем SMSC («Space and Missile
Systems Center»), входящий в структуру ВВС.
Концепция программы EELV была выработана в ходе ис-
исследования «Изучение вариантов модернизации ТКС» («Space
Launch Modernization Study» — SLMS), выполненного специа-
специалистами ВВС в начале 1994 г. В качестве основных требова-
требований к перспективным средствам выведения военных грузов
12 JMfc» А, ШУМИЛИН
определялись низкая стоимость старта, возможность запуска
крупногабаритных КА стратегического назначения и, в перс-
перспективе, пилотируемых аппаратов, а также высокая конку-
конкурентоспособность на международном рынке пусковых косми-
космических услуг.
В ходе исследования SLMS рассматривались четыре вари-
варианта программы обновления парка средств выведения:
— эксплуатация существующих РН с проведением их уме-
умеренной модернизации на уровне отдельных систем;
— значительное улучшение технико-эксплуатационных
характеристик современных ракет путем качественной модер-
модернизации составляющих их блоков и ступеней (стоимость реа-
реализации этого проекта оценивалась в 1—2,5 млрд долл.);
— создание на базе современных технологий совершенно
новой одноразовой РН (затраты на этот вариант составили бы
5—8 млрд долл.);
— разработка полностью многоразовой ТКС второго поко-
поколения стоимостью 6—20 млрд долл.
В июне 1994 г. руководство ВВС приняло для* дальней-
дальнейшей проработки вторую из перечисленных схем реализации
программы. В рамках этого варианта предлагалось продол-
продолжать эксплуатацию существующих ракет-носителей и парал-
параллельно вести разработку новых ТКС, используя при этом
уже имеющиеся, наиболее эффективные и отработанные ра-
ракетные блоки.
ЗАДАЧИ ПРОГРАММЫ
Основной задачей программы EELV было определено со-
создание путем последовательной модернизации имеющихся ра-
ракет-носителей двух семейств новых транспортных систем, ко-
которые при существенно меньших затратах на запуски (при-
(примерно на 25—50%) обеспечивали бы выведение на низкую
околоземную орбиту грузов в широком диапазоне масс от 4 т
до 20,4 т.
Согласно техническому заданию каждое из разрабатывае-
разрабатываемых семейств должно включать в себя две основные модели:
ракету среднего класса, обеспечивающую доставку на переход-
переходную орбиту спутников массой до 4,5 т, и тяжелую ракету гру-
грузоподъемностью 13—15 т. Выведение КА промежуточного клас-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ШЁ* 13
са должно осуществляться модификациями первой ракеты,
отличающимися различным количеством стартовых ускорите-
ускорителей и мощностью верхних ступеней. (Первоначально в рамках
программы также предполагалось подготовить легкие модели
грузоподъемностью до 2,2 т, однако в 1998 г. в целях эконо-
экономии средств работы по ним были приостановлены.)
Среди основных технико-эксплуатационных требований,
предъявляемых к новым РН, назывались низкая стоимость
запуска, техническое совершенство и незначительный период
предполетной подготовки (до 30 суток). В середине 1990-х го-
годов стоимость выведения спутников среднего класса ракетами
«Дельта-2» и «Атлас-2» составляла 50—125 млн долл., а тя-
тяжелых аппаратов ракетами «Титан-4» — 250—350 млн долл.
В соответствии с определенными требованиями стоимость за-
запуска новых ракет среднего класса должна находиться в пре-
пределах 40—75 млн долл., а тяжелых РН (при 15%-ном увели-
увеличении грузоподъемности по сравнению с ракетой «Титан-4») —
80—140 млн долл. В случае если в будущем будет принято ре-
решение об использовании ракет EELV для выведения пилоти-
пилотируемых аппаратов или многоразовых орбитальных кораблей
типа используемых в составе МТКС «Спейс Шаттл», то затра-
затраты на обеспечение их запусков при решении первой задачи
должны составить 90—190 млн долл., а второй — 130—230 млн
долл. (в ценах 1995 г.).
В ходе выполнения программы EELV также было реше-
решено оценить эффективность новых методов закупки военной
техники. В целях сокращения затрат и времени на реализа-
реализацию проекта ВВС не стали связывать подрядчиков требова-
требованием соблюдения всех норм, определенных стандартами, что
позволило существенно уменьшить объемы отчетных мате-
материалов. (Так, например, свыше ста стандартов регламенти-
регламентируют процесс сборки ракет «Титан-4», при этом отдельным
предприятиям в течение года приходится принимать до
12 тысяч представителей заказчиков и государственных кон-
контролирующих органов.) В результате за счет смягчения тре-
требований по контролю штат отдела программы EELV по срав-
сравнению с подразделениями, руководящими аналогичными по
сложности проектами, был сокращен в 4—8 раз и составил
всего 50 человек.
В соответствии с новыми принципами организации поста-
поставок военной техники инспекторские проверки хода выполне-
14 ЯШ» Д. ШУМИЛИН
ния программы EELV осуществлялись не комиссиями Совета
по военным закупкам —• DAB (Defense Acquisition Board), про-
продолжительность работы которых может достигать шести ме-
месяцев, а непосредственно кураторами проекта от Министер-
Министерства обороны в течение 7 недель. Представители Совета DAB
привлекались к работам лишь эпизодически при возникнове-
возникновении сложных проблем и для утверждения законченных эта-
этапов программы.
Согласно заявлениям представителей ВВС компаниям
было предоставлено широкое поле для самостоятельных ре-
решений, взаимодействие с ними строилось на принципах «до-
«доверия и партнерства». При этом следует отметить, что риск,
связанный со смягчением контроля со стороны правитель-
правительственных структур, был невелик, поскольку все участвую-
участвующие в проекте фирмы имели значительный опыт работы по
военным заказам.
Предоставив подрядчикам по программе EELV достаточ-
достаточную свободу в разработке новых транспортных систем, ВВС рас-
рассчитывали, что промышленные компании смогут обеспечить
не только требуемую надежность, но и высокую конкуренто-
конкурентоспособность своих ракет на международном рынке.
Утрата американскими фирмами лидирующих позиций в
этой области бизнеса была очевидна. Если в 1980 г. США обес-
обеспечивали выведение в космос всех коммерческих КА, то к се-
середине 1990-х годов их доля в проведении подобных запусков
снизилась до 30%.
Кроме того, наблюдавшиеся тогда сокращение грузопото-
грузопотока в космос по федеральным программам, с одной стороны, и
активизация работ по коммерческому освоению космического
пространства — с другой, быстро меняли соотношение произ-
производимых в США запусков ракет. В 1994 г. впервые количество
коммерческих запусков сравнялось со стартами ракет по пра-
правительственным заказам. Сделанные в то время прогнозы об
увеличении в ближайшие годы числа коммерческих полетов
полностью подтвердились — к концу 1990-х годов примерное
соотношение запусков американских ТКС по федеральным и
коммерческим программам стало 30% и 70%. Однако в по-
последующем в результате неблагоприятной конъюнктуры, сло-
сложившейся на финансовых рынках, и спада деловой активнос-
активности частных компаний в реализации космических проектов на-
наметилась прямо противоположная тенденция.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИД» 15
Представители законодательной власти, озабоченные сло-
сложившейся ситуацией, обязали военное ведомство оказывать
всемерное содействие компаниям, эксплуатирующим ТКС. В ре-
результате программа EELV стала типичным проектом двойного
назначения, то есть созданная по правительственному заказу
техника будет применяться ее разработчиком и в коммерче-
коммерческих целях. В свою очередь участвующие в программе компа-
компании приняли на себя обязательства оплатить определенную
часть работ из собственных средств.
Другой особенностью программы EELV явилось то, что
впервые в создаваемых для нужд Министерства обороны транс-
транспортных системах было разрешено использовать. отдельные
блоки и узлы иностранного производства. Но при этом огова-
оговаривались следующие условия:
— фирмы, планирующие комплектовать свои ракеты за-
зарубежными компонентами, должны предусмотреть возможно-
возможности организации их производства на собственных предприя-
предприятиях. В основном это условие относилось к оборудованию, им-
импортируемому из России;
— доля комплектующих транспортную систему узлов ино-
иностранного производства не должна превышать 50%.
ЭТАПЫ ВЫПОЛНЕНИЯ ПРОГРАММЫ
Работы по программе EELV были разбиты на три этапа.
В ходе первого из них, длившегося с сентября 1995 г. по но-
ноябрь 1996 г., определялся проектный облик будущих средств
выведения и составлялся перечень уже созданных на базе со-
современных технологий систем и блоков, с помощью которых
предлагалось проводить модернизацию существующих ракет-
носителей. Кроме того, готовились мероприятия по максималь-
максимальному снижению технического риска при реализации проекта.
В работах первого этапа программы EELV на конкурсной
основе принимали участие четыре промышленных компании.
С каждой из них были заключены контракты стоимостью по
30 млн долл.
Компания «Alliant Techsystems» проектировала семейство
РН на базе твердотопливного ускорителя SRMU, созданного
ею для ракеты «Титан-4В». Модель легкого класса с попереч-
поперечным делением ступеней комплектовалась двумя РДТТ и верх-
16 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
ней ступенью с ЖРД. Для обеспечения запуска аппаратов сред-
среднего класса ракета оснащалась двумя полномасштабными ус-
ускорителями SRMU. В составе тяжелой РН предполагалось ис-
использовать жидкостный центральный блок.
Ракета-носитель корпорации «Boeing» представляла собой
криогенный центральный блок, который при необходимости
может комплектоваться твердотопливными ускорителями.
В целях снижения стоимости выведения грузов первая ступень
этой РН оснащалась многоразовой силовой установкой. После
прекращения работы ступени двигательный отсек с двумя кис-
кислородно-водородными ЖРД SSME, применяемыми на
МТКС «Спейс Шаттл», должен отделиться от ракеты и с по-
помощью парашютной системы приводниться в океане.
Компании «Lockheed Martin» и «McDonnell Douglas» про-
проектировали схожие по своей компоновке транспортные систе-
системы — первая ступень для всех моделей семейства и стартовые
ускорители для ракеты тяжелого класса создавались на базе
одного жидкостного блока. Если первая из этих компаний в
качестве базовой модели семейства использовала ракету «Ат-
лас-3», то проект второй предусматривал создание нового кри-
криогенного блока, который мог бы комплектоваться верхними
ступенями ракет «Дельта-2» и «Дельта-3».
В декабре 1996 г. на основе представленных фирмами ма-
материалов ВВС выбрали двух подрядчиков на выполнение вто-
второго этапа работ по программе EELV. Ими стали компании
«Lockheed Martin» и «McDonnell Douglas» (последняя фирма
после покупки в 1997 г. корпорацией «Boeing» получила но-
новое название — «Boeing Expendable Launch Systems»); с каж-
каждой из них были заключены контракты по 60 млн долл.
Комментируя результаты конкурса по программе EELV,
специалисты отметили следующий факт. Выбрав для решения
задач транспортного обеспечения перспективных проектов
жидкостные ракеты-носители, ВВС, как государственное ве-
ведомство, отказались от использования в ближайшие годы мощ-
мощных твердотопливных двигателей, технология производства
которых совершенствовалась, в первую очередь в рамках пра-
правительственных программ, в течение нескольких десятилетий.
В ходе второго этапа программы EELV, завершившегося
в середине 1998 г., выбранные компании работали над тех-
техническими проектами своих ракет. Согласно ранее утверж-
утвержденным планам после анализа этих проектов ВВС должны
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шЯС- 17
были определить одного головного разработчика ракет семей-
семейства EELV и заключить с ним основной контракт стоимос-
стоимостью около 1,5 млрд долл., который предусматривал начало
производственного цикла, изготовление опытных образцов
ракет среднего и тяжелого классов и проведение в 2001—
2003 гг. их демонстрационных запусков. Однако осенью
1997 г. из-за опасений монополизации рынка запусков по пра-
правительственным программам было решено отказаться от идеи
разработки одного семейства. Руководством ВВС было при-
признано целесообразным создание ракет двух типов; причем ни
бюджет, ни сроки реализации программы существенно не
изменились.
В октябре 1998 г. ВВС официально определили компании
«Boeing» и «Lockheed Martin» головными разработчиками ра-
ракет-носителей EELV. С каждой из них были заключены кон-
контракты стоимостью по 500 млн долл. на завершение проектно-
конструкторских работ по новым транспортным системам, а
также отдельные соглашения по выведению с их помощью во-
военных спутников в период 2002—2006 ф. гг. Согласно достиг-
достигнутым тогда договоренностям компания «Boeing» должна была
подготовить к запускам 19 своих ракет общей стоимостью
1,38 млрд долл., а у компании «Lockheed Martin» закупалось
9 ракет стоимостью 650 млн долл. Позднее заказ на выведе-
выведение двух аппаратов, зарезервированных для последних ракет,
ВВС передали корпорации «Boeing», в результате чего стои-
стоимость ее контракта возросла до 1,5 млрд долл.
РАЗРАБАТЫВАЕМЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
В рамках программы EELV компанией «Boeing» были со-
созданы ракеты-носители семейства «Дельта-4», проект компа-
компании «Lockheed Martin» получил название «Атлас-5».
Исходя из первоначального технического задания на про-
программу компаниями разрабатывались ракеты трех классов —
легкого (с обозначением S), среднего (М) и тяжелого (Н). Од-
Однако непосредственно перед заключением основных контрак-
контрактов в целях сокращения затрат обе фирмы с согласия ВВС от-
отказались от создания дщде^&одадей. Выведенщ^^.щщтни-
ков массой до 2 т на Ьереходной орбите (или ^асеой-4~-§^5 т
на полярной орбите) оыло решено осуществлять, льцбо новыми
18 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
ракетами среднего класса, либо уже существующими транс-
транспортными системами.
Но поскольку подготовленные в рамках программы EELV
проекты ракет легкого класса могут получить дальнейшее раз-
развитие в будущем, их краткие характеристики включены в пред-
предлагаемое описание новых средств выведения.
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «BOEING».
Основным элементом ракет семейства «Дельта-4» является
первая криогенная ступень высотой 37,5 м и диаметром 4,8 м.
Для данного ракетного блока, названного «Common Booster Core»
(СВС), фирмой «Rocketdyne», которая является подразделени-
подразделением корпорации «Boeing», был разработан кислородно-водород-
кислородно-водородный двигатель RS-68 тягой 294 т на уровне моря (см. вкл. 1, —
здесь и далее так указывается номер рисунка во вклейке).
Новый ЖРД, отличающийся простотой конструкции и, как
следствие, низкой стоимостью изготовления, является самым
мощным для своего класса. Приближающийся к нему пб ха-
характеристикам двигатель SSME, применяемый в составе
МТКС «Спейс Шаттл», способен развивать тягу 190 т. При этом
следует отметить, что по сравнению с последним изделием
число сборочных узлов в двигателе RS-68 сокращено на 90%.
Так, например, сопло этого ЖРД с абляционным теплозащит-
теплозащитным покрытием собирается из четырех элементов, сопло же
двигателя SSME имеет наборную конструкцию из 1080 трубок
«рубашки» охлаждения; а такие узлы нового изделия, как
корпус газогенератора и турбины насосов, изготавливаются
цельными сборочными элементами.
Ниже приведены основные характеристики двигателя RS-68,
в скобках для сравнения указаны соответствующие параметры
двигателя SSME:
— давление в камере сгорания, кг/см2: 99,3 — B11, 8),
— удельный импульс в вакууме, с: 410 — D52), х
— степень расширения сопла: 21,5 — F9),
— тяговооруженность: 51 — F8,6).
Первые испытания двигателя RS-68 с достижением номи-
номинального уровня тяги состоялись на базе ВВС Эдвардз (шт. Ка-
Калифорния) летом 1999 г. В дальнейшем стендовые запуски
опытных образцов ЖРД были продолжены в Центре Стенниса
(шт. Миссисипи), входящм в структуру NASA.
В марте—мае 2001 г. там была проведена серия комплекс-
комплексных испытаний двигателя RS-68 в составе опытного образца
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «^И& 19
ступени СВС. Стендовая отработка ракетного блока выполня-
выполнялась с постепенным усложнением испытаний и увеличением
их продолжительности с 15с до 303с. Входе некоторых за-
запусков проводились различные типовые операции, предусмот-
предусмотренные штатной эксплуатацией ракет «Дельта-4»: на этапе
подготовки к старту — прекращение предпусковых операций
с последующим их возобновлением; после включения двига-
двигательной установки — повороты ЖРД в карданном подвесе,
дросселирование тяги в пределах 58—101%, останов двигате-
двигателя после выработки одного из компонентов и т.п.
Квалификационные испытания первого летного образца
двигателя RS-68 состоялись летом 2001 г. В целом за весь пе-
период наземной отработки этого ЖРД было выполнено 183 за-
запуска изделия общей продолжительностью 18 645 с.
Ракета легкого класса «Дельта-4Б» высотой 55 м должна
была комплектоваться блоком СВС, второй ступенью с ракеты
«Дельта-2» и, при необходимости, твердотопливным разгон-
разгонным блоком «Стар-48В». Энергетические характеристики та-
таксой РН позволяли бы выводить на полярную орбиту грузы
массой 4,47 т, а на переходную орбиту — массой 2,2 т.
Ракета среднего класса «Дельта-4М» высотой 62 м пред-
предназначается для выведения на переходную орбиту спутников
массой 4,21 т, а на низкую околоземную орбиту грузов массой
6,76 т. Эта ракета отличается от предыдущей модели второй
ступенью, оснащенной одним кислородно-водородным двига-
двигателем RL-10B-2 фирмы «Pratt and Whitney», а также голов-
головным обтекателем диаметром 4 м. Оба этих элемента — вторая
ступень, и обтекатель, изготовленный из композитных мате-
материалов, — заимствованы с ракеты «Дельта-3» (см. соответ-
соответствующий раздел в Части 3).
Важной особенностью разработки верхней ступени ракеты
«Дельта-3», а теперь и «Дельта-4», стала международная ко-
кооперация: баки горючего поставляются японской компанией
«Mitsubishi Heavy Industries», а сопловой насадок маршевого
ЖРД — фирмой SEP французского объединения Snecma Moteurs.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RL-10B-2
(ВКЛ. 2)
Разработчик — «Pratt and Whitney».
Применение— вторая ступень ракет «Дельта-3» и «Дель-
«Дельта-4».
20 ЯШт А. ШУМИЛИН
Начало эксплуатации— 1998 г. («Дельта-3»), 2002 г.
(«Дельта-4»).
«Сухая» масса — 259 кг.
Длина (в рабочем состоянии) — 4,15 м.
Максимальный диаметр — 2,22 м.
Окислитель — жидкий кислород, расход компонента
19,9 кг/с.
Горючее — жидкий водород, расход компонента 3,3 кг/с.
Соотношение компонентов— 6:1.
Насос окислителя:
— масса — 11,3 кг;
— скорость вращения — 14676 об/мин;
— давление подачи — 55,6 атм.
Насос горючего:
— масса — 34 кг;
— скорость вращения — 36 690 об/мин;
— давление подачи — 96,7 атм.
Камера сгорания:
— давление — 42,2 атм;
— температура — 3340 °С;
— материал — нержавеющая сталь AISI-347;
— охлаждение регенеративное, горючим.
Сопло:
— длина (с развернутым сопловым насадком) — 3,49 м;
— максимальный диаметр — 2,22 м;
— степень расширения — 285:1;
— материал — нержавеющая сталь AISI-347 (начальный
участок), углерод-углеродный композит (насадок);
— охлаждение начального участка — регенеративное, го-
горючим.
Удельный импульс (в вакууме) — 466,5 с.
Тяга (в вакууме) — 11 т.
Продолжительность работы — 3500 с (при многократном
включении).
В целях расширения возможностей по выведению аппа-
аппаратов среднего и промежуточного классов компания «Boeing»
цодготовила варианты комплектации ракеты «Дельта-4М»
двумя и четырьмя твердотопливными ускорителями GEM-
60 фирмы «Alliant Techsystems». Три новые модели, полу-
получившие обозначение «Дельта-4М + 4.2», «Дельта-4М + 5.2» и
«Дельта-4М + 5.4», позволят доставлять на переходную ор-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
21
биту спутники массой 5,85 т, 4,64 т и 6,6 т соответственно.
В составе последних двух изделий, в обозначении которых
присутствует цифра 5, предполагается использовать модифи-
модифицированную вторую ступень диаметром 5 м и головной обте-
обтекатель того же размера.
Ракета тяжелого класса «Дельта-4Н» высотой до 72 м пред-
представляет собой сборку центрального блока с модели «Дельта-
4М + 5» и двух стартовых ускорителей, созданных на базе бло-
блока СВС. За счет этого грузоподъемность модели возрастет до
23 т и 13,1 т при выведении на низкую и переходную орбиты
соответственно.
Запуск пилотируемого аппарата ракетой «Дельта-4Н»
Сборка первых ступеней ракет «Дельта-4» осуществляется
на предприятии площадью 140 тыс. м2 в Декейтере (шт. Ала-
Алабама). На этом заводе, строительство которого было заверше-
завершено в декабре 1999 г., выполняется полный цикл изготовления
ступеней — от механической обработки листовых алюминие-
алюминиевых заготовок для топливных баков до комплексной предпо-
предполетной проверки собранного ракетного блока. При изготовле-
изготовлении стенок баков широко используется сварка трением, а для
соединения готовых обечаек и днищ, которые формуются из
22 ДИ»> А. ШУМИЛИН
цельных заготовок, применяется традиционная электродуго-
электродуговая сварка.
Производственные мощности нового предприятия при чис-
численности персонала 1000—2000 человек позволят ежегодно вы-
выпускать до 40 ракет в год; продолжительность сборки одного
изделия не должна превысить 6—7 месяцев (для современных
ракет «Дельта-2» этот показатель составляет 2—2,5 года). Зна-
Значительную экономию времени предполагается обеспечить за счет
конвейерной сборки ракет в горизонтальном положении.
Изготовление и предполетную подготовку верхних ступе-
ступеней для первых ракет «Дельта-4» компания «Boeing» прово-
проводила на предприятии в Пуэбло (шт. Колорадо), где выпуска-
выпускаются элементы ракет «Дельта-2» и «Дельта-3». Но в начале
2003 г. было принято решение перенести все производство в
Декейтер.
Доставка ступеней ракет «Дельта-4» к месту старта осу-
осуществляется морским путем. Для этих целей было изготовле-
изготовлено судно «Delta Mariner» длиной 95 м, рассчитанное на транс-
транспортировку трех блоков СВС. Продолжительность плавания
из Декейтера до мыса Канаверал (шт. Флорида) составляет
неделю, а к космодрому на базе ВВС Ванденберг (шт. Кали-
Калифорния) — около 20 суток.
На базе Ванденберг запуски ракет «Дельта-4» предпола-
предполагается проводить со стартового комплекса SLC-6, а на м. Ка-
Канаверал с площадки LC-37. Затраты на развертывание необ-
необходимой наземной инфраструктуры на Западном побережье
оцениваются в 120 млн долл., а на Восточном полигоне— в
250 млн долл. Работы по строительству стартового комплек-
комплекса LC-37, который был передан компании «Boeing» в долго-
долгосрочную аренду, финансировались из ее собственных фондов.
Общие же затраты корпорации на программу «Дельта-4» пре-
превысили 1 млрд долл.
Предполетная подготовка РН семейства «Дельта-4» осущест-
осуществляется по смешанной схеме, предполагающей проведение боль-
большого объема работ непосредственно на пусковой площадке.
В целом наземный комплекс ракет «Дельта-4» на м. Кана-
Канаверал включает в себя три крупных сооружения (для обслу-
обслуживания ракет «Дельта-2» используются 43 здания). В Эксп-
Эксплуатационном центре DOC (Delta Operations Center), располо-
расположенном в 2,4 км от стартовой площадки, разместились Центр
управления запуском LCC (Launch Control Center) с 17рабо-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шШВ- 2 3
чими местами, Административно-координационный центр MDC
(Mission Directors Center) с помещениями для владельцев по-
полезного груза, Техническая зона ESA (Engineering Support
Area), зал подготовки верхних ступеней и т.п.
Непосредственные работы с ракетами «Дельта-4» выпол-
выполняются в шестиэтажном корпусе горизонтальной сборки HIF
(Horizontal Integration Facility), занимающего площадь
106 х 76 м. Рабочий зал рассчитан на размещение шести ра-
ракет среднего класса или трех — тяжелого класса. Сборка и
обслуживание ракет в горизонтальном положении существен-
существенно уменьшают и время, и стоимость работ. В сравнении с ра-
ракетой «Дельта-2» продолжительность предполетной подготов-
подготовки новых моделей на технической позиции планируется со-
сократить с 3—4 недель до двух, а общие ^трудозатраты,
связанные с обеспечением запусков, на 54—58%.
Третьим сооружением наземной инфраструктуры ракет
«Дельта-4» является полностью обновленная стартовая пло-
площадка LC-37, откуда ранее осуществлялись полеты ракет «Са-
«Сатурн-IB». В состав комплекса, строительством которого зани-
занималась компания «Raytheon», вошли пусковая площадка, мо-
мобильная башня обслуживания высотой 100 м и массой 4100 т,
подъемное устройство длиной 29 м и шириной 7,9 м для уста-
установки ракеты, хранилище компонентов топлива (емкость ре-
резервуара жидкого водорода составляет 3,2 млн л, а бака кис-
кислорода — 946 тыс. л), кран для монтажа полезного груза и
стартовых ускорителей ракеты, а также две башни-фермы вы-
высотой 115 м с молниеотводами (вкл. 3).
После доставки и установки ракеты на пусковое устрой-
устройство работы по предстартовому обслуживанию будут вестись в
течение 8—10 дней (для ракет «Дельта-2» этот показатель со-
составляет более трех недель).
В начале 2002 г. на технической позиции и стартовом ком-
комплексе LC-37 впервые был выполнен весь цикл предпусковых
операций с ракетой «Дельта-4М», укомплектованной двумя
ускорителями GEM-60 и головным обтекателем диаметром 4 м.
Сложность оборудования и работ, на пусковой площадке по-
потребовала проведения нескольких таких проверок с полной
заправкой ракеты топливом и даже с запуском маршевого ЖРД
первой ступени. (Длительная отработка систем стартового ком-
комплекса считается одной из причин почти полуторагодичной
отсрочки начала эксплуатации ракет «Дельта-4».)
24 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
Несмотря на высокий риск, связанный с первым стартом,
компании «Boeing» удалось найти коммерческого заказчика
на запуск. Входе полета, осуществленного 20 ноября 2002 г.,
ракета «Дельта-4М + 4.2» успешно вывела в космос спутник
связи «Eutelsat-W5» массой 3 т, принадлежащий одноименной
европейской организации.
Условия, оговоренные сторонами при подписании контрак-
контракта, оказались весьма необычными для аэрокосмической про-
промышленности. Во-первых, расценки на запуск ракеты были
снижены с реальных 80 до 30—40 млн долл. Во-вторых, кор-
корпорация «Boeing» на собственные средства застраховала кос-
космический аппарат стоимостью 100 млн долл.
Кроме того, оплата пусковых услуг должна была произво-
производиться заказчиком лишь после успешной доставки спутника
на переходную орбиту. В противном же случае старт призна-
признавался неудачным и компания Eutelsat получила бы от корпо-
корпорации «Boeing» страховой полис на возмещение убытков.
Последние операции по подготовке ракеты «Дельта-4М» к
полету начались в полдень 20 ноября. За 4 ч до запуска
(Т-4 ч) стартовая команда приступила к заправке изделия топ-
топливом. В расположенный сверху бак окислителя первой сту-
ступени было закачено 173,2 т жидкого кислорода, а в бак горю-
горючего — 28,6 т жидкого водорода. Вместительность соответству-
соответствующих баков второй ступени определяется в 16,7 т и 2,87 т
компонентов.
За 5 минут до старта все системы ракеты были переведены
на бортовые источники электропитания; затем последовала
команда на взвод воспламенителей и различных пиротехни-
пиротехнических устройств, а также начался наддув топливных баков.
В момент Т-22,5с были открыты клапаны магистралей пода-
подачи рабочей жидкости в систему управления вектором тяги ТТУ.
Эта операция является важным этапом в циклограмме пуска,
так как при последующем возникновении неисправностей и
прекращении предстартовых операций на повторную подготов-
подготовку ракеты к полету потребуется не менее двое суток...
За 9,5 с до взлета сработали искровые воспламенители,
расположенные на пусковом устройстве под ракетой. Это про-
производится с целью выжигания газообразного водорода, кото-
.рый мог вследствие утечки скопиться под двигателем, а после
его включения вызвать дополнительные нагрузки на хвосто-
хвостовой отсек. В момент Т-5,5с включился маршевый двигатель
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^t 2 5
RS-68 первой ступени, тяга которого была практически сразу
доведена до 297,4 т, соответствующих 101% от номинала.
Выполнив последние проверки, система управления стартом
подала команду на запуск твердотопливных ускорителей
GEM-бОс расчетной тягой 113,3 т. После отвода консолей ка-
кабель-заправочной башни и разрыва опорных пироболтов раке-
ракета «Дельта-4М 4- 4.2» со стартовой массой 328,4 т начала
подъем.
Профиль заряда ТТУ предусматривал некоторое снижение
тяги и, соответственно, перегрузок при преодолении сверхзву-
сверхзвукового барьера в Т + 48 с и при прохождении участка макси-
максимального скоростного напора (Т 4- 62 с). Отделение ускорите-
ускорителей было произведено на сотой секунде полета при скорости
М=3 на высоте 29,5 км.
По мере подъема ракеты «Дельта-4» тяга двигателя RS-
68 возросла до 337,5 т, а удельный импульс — до 410 с. В це-
целях ограничения перегрузок значением 5,24 g в момент
Т + 3 мин 53 с при скорости полета 4,9 км/с началось посте-
постепенное снижение тяги ЖРД, а перед завершением работы пер-
первой ступени в Т+4 мин 5 с уровень тяги составил 58%.
После разделения ступеней, произошедшего на высоте
124,2 км при скорости — 5,3 км/с, последовал непродолжитель-
непродолжительный в 10 с пассивный участок полета, в течение которого на
второй ступени были проведены предпусковые операции, в том
числе и развертывание соплового насадка двигателя RL-10B-2.
Через десять секунд после включения маршевого ЖРД сту-
ступени, развивающего тягу 11,3 т, на высоте 151,2 км произо-
произошло отделение головного обтекателя, а спустя минуту сброс
силового технологического кольца соплового насадка двигате-
двигателя. (Выполненный из углерод-углеродного материала насадок
имеет чрезвычайно легкую конструкцию: при длине около 3 м
и диаметре среза 2,1 м его масса составляет всего 100 кг.)
Активный участок второй ступени длился 8 мин 30 с, пос-
после остановки маршевого двигателя ракета оказалась на опор-
опорной орбите высотой 180 х 578 км и наклонением 27,3е. Повтор-
Повторное включение ЖРД состоялось в момент Т + 23 мин, когда
изделие находилось над атлантическим побережьем Африки.
За 5 мин работы ступени ракета вышла на переходную орбиту
•с параметрами 522 х 34956 км и наклонением 13,5е.
Последующие 9 мин пассивного полета были посвящены ори-
ориентации и стабилизации ступени (небольшие двигатели придали
26 ДК» А. ШУМИЛИН
ей вращение со скоростью 1,5 об/мин). Отделение спутника
«Eutelsat-W5» произошло через 37 мин 35 с после старта ракеты.
Второй запуск ракеты «Дельта-4М», осуществленный в марте
2003 г., стал первым стартом в рамках программы EELV: в ходе
полета на стационарную орбиту был выведен военный спутник
связи DSCS-3 массой 1,24 т и стоимостью 300 млн долл.
Важным этапом реализации программы EELV стал состояв-
состоявшийся в конце 2004 г. испытательный запуск модели тяжелого
класса. Поскольку получить коммерческий заказ на ракету
«Дельта-4Н» не представлялось возможным, то ВВС еще в
2000 г. приняли решение выделить 140 млн долл. на проведе-
проведение ее демонстрационного полета с макетом полезного груза.
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «LOCKHEED MARTIN».
Ракеты «Атлас-5» спроектированы на базе кислородно-ке-
кислородно-керосинового блока «Common Core Booster» (CCB), оснащенного
российским двигателем РД-180. При высоте 32,5 м и диамет-
диаметре 3,8 м масса конструкции ступени составляет 20,4 т.
Наиболее важным отличием блока ССВ от прежних моде-
моделей семейства «Атлас», берущих свое начало от одноименной
МБР конца 1950-х годов, является жесткий корпус первой сту-
ступени, выполненной из алюминиевого сплава. Выбранная схе-
схема позволяет отказаться от постоянного технологического над-
наддува топливных баков^ступени на всех этапах ее производства
и наземного обслуживания. Некоторое ухудшение конструк-
конструкции (относительная масса топливного отсека увеличилась на
25%) компенсируется высокоэффективным маршевым ^ЖРД,
развивающим тягу 390 т.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД480 (ВКЛ. 5)
Разработчик— «НПО Энергомаш имени академика
В.П. Глушко». Разрабатывался в 1994—1998 гг.
Применение— ракеты «Атлас-3» (с 2000 г.), «Атлас-5»
(с 2002 г.).
Схема — замкнутая, с дожиганием окислительного газоге-
газогенераторного газа;
Компоненты топлива — жидкий кислород и керосин.
Соотношение компонентов — 2,72.
Тяга — 390,2 т (на уровне моря), 423,4 т (в вакууме).
Удельный импульс— 311,3 с (на уровне моря), 337, 8 с
(в вакууме).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДИЕ 2 7
Количество камер — 2.
Давление в камере сгорания — 260 атм.
Угол качания камер — ±8°
Масса— 5,33 т.
Диаметр — 3,2 м.
Длина — 3,6 м.
Ракету «Атлас-5» легкого класса предполагалось комплек-
комплектовать блоком ССВ и ступенью «Аджена-2000», работающей
на четырехокиси азота и монометилгидразине. В такой кон-
конфигурации модель позволила бы выводить на низкую поляр-
полярную орбиту грузы массой в 3,9 т, а на переходную орбиту —
массой в 1,84 т.
Ступень «Аджена-2000» проектировалась фирмрй «Atlantic
Research» на базе разгонного блока, созданного компанией
«Lockheed» в конце 1950-х годов. Конструкцию успешно заре-
зарекомендовавшей ступени намечалось улучшить за счет исполь-
использования новейших технологий, а также отдельных отработан-
отработанных узлов с других ЖРД. Однако стоимость доработки ступе-
ступени оказалась чрезвычайно высокой, что не позволило бы
обеспечить требуемое снижение затрат на выведение грузов.
Поэтому компания «Lockheed Martin» приняла решение отка-
отказаться от создания модели «Атлас-бЭ».
Ракета «Атлас-5» среднего класса представляет собой сбор-
сборку ступени ССВ и разгонного блока «Центавр», применяемого
в составе ракеты «Атлас-ЗВ» (см. соответствующий раздел в
Части 3). В зависимости от задач полета верхняя ступень моде-
модели, получившая название «Common Centaur», будет комплек-
комплектоваться одним или двумя маршевыми двигателями RL-10A-4.
Для размещения полезного груза на ракетах «Атлас-5М»
разработаны головные обтекатели диаметрами 4 и 5 м; при
комплектации тем или иным образцом модели семейства име-
имеют индексацию: серии 400 или 500 соответственно. Обтекатель
меньших габаритов создается на базе изделий, применяемых
в составе ракет «Атлас-2» и «Атлас-3». Заказ на разработку
трех типов крупногабаритного обтекателя компания «Lockheed
Martin» передала швейцарской фирме «Contraves». Согласно
заключенному контракту эта фирма, поставляющая аналогич-
аналогичные изделия к европейским ракетам «Ариан», должна спро-
спроектировать и организовать производство композитных обтека-
обтекателей длиной 20,7 м, 23,4 м и 26,4 м.
28
А. ШУМИЛИН
Ракета «Атлас-5» серии 500
на пусковой платформе
Так же как и фирма «Boeing»,
компания «Lockheed Martin» пла-
планирует комплектовать ракеты
«Атлас-5М» несколькими (от од-
одного до пяти) твердотопливными
ускорителями, на их число будет
указывать вторая цифра в обозна-
обозначении модели семейства (по тре-
третьей цифре определяется количе-
количество маршевых ЖРД ступени
«Центавр»),
По контракту стоимостью
500 млн долл., заключенному в
1999 г., фирма «Aerojet» разра-
разработала ТТУ со следующими ха-
характеристиками :
— максимальная тяга —
177 т,
— масса — 45,3 т,
— длина — 20,4 м,
— диаметр — 1,5 м,
— продолжительность рабо-
работы — 95 с.
Характерной чертой нового
ускорителя, первое испытание
которого состоялось летом
2001 г., является монолитная
конструкция изделия; подобные РДТТ еще не изготавлива-
изготавливались.
Использование трех таких ТТУ в составе ракеты «Атлас-5»
серии «400» (модель «431») позволит увеличить грузоподъ-
грузоподъемность изделия с 4,95 т до 7,64 т (на переходной орбите).
Максимальными возможностями по выведению грузов
(8,67 т) будет обладать модель «552» с пятью ускори-
ускорителями.
Ракета «Атлас-5Н» грузоподъемностью 13 т должна была
представлять собой сборку модели «501» с двумя жидкостны-
жидкостными ускорителями, созданными на базе блока ССВ. Однако в
2000 г. компания «Lockheed Martin» приостановила работы по
этому варианту.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^ИС- 2 9
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RL-10A-4—1
(ВКЛ. 6)
Разработчик — «Pratt and Whitney».
Применение— ступень «Центавр» ракет «Атлас-2А»
A995—2004), «Атлас-3» (с 2000 г.), «Атлас-5» (с 2002 г.).
Начало эксплуатации — 1995 г.
«Сухая» масса— 168 кг.
Длина— 1,78 м (в сложенном состоянии), 2,29 м (с раз-
развернутым насадком).
Максимальный диаметр — 1,17 м.
Окислитель — жидкий кислород, расход компонента
19,1 кг/с.
Горючее — жидкий водород, расход компонента 3,45 кг/с.
Соотношение компонентов — 5,5.
Насос окислителя:
— масса— 11,3 кг;
— скорость вращения — 14 950 об/мин;
— давление подачи — 57,6 атм.
Насос горючего:
— масса — 34 кг;
— скорость вращения — 37 400 об/мин;
— давление подачи — 94,6 атм;
Давление в камере сгорания — 41,5 атм.
Сопло:
— длина — 1,19 м (основная часть), 1,7 м (с сопловым на-
насадком);
— диаметр— 1,02м (основная часть), 1,17м (соплового
насадка);
— степень расширения — 84:1.
Удельный импульс (в вакууме) — 451 с.
Тяга (в вакууме) — 10,1 т.
Максимальный ресурс — 3000 с (при многократном вклю-
включении).
За шесть лет реализации программы EELV общий замы-
замысел проекта претерпел значительные изменения, что не могло
не сказаться на требованиях, которые предъявляются к под-
подрядчикам. В связи с планами военного ведомства по существен-
существенному сокращению массы своих перспективных аппаратов
ВВС сочли целесообразным ограничиться созданием одной РН
тяжелого класса, а именно «Дельта-4Н».
30 ДШ» А.ШУМИЛИН
В результате переговоров ВВС и компания «Lockheed
Martin» пришли к соглашению о том, что проектные работы
по ракете «Атлас-5Н» будут завершены, но производство ее
летных образцов откладывается на неопределенное время. Кро-
Кроме того, ВВС отказались от использования ракет «Атлас-5» для
выведения спутников на полярные орбиты, в связи с чем была
прекращена модернизация стартового комплекса SLC-3W, рас-
расположенного на базе Ванденберг.
Производство блоков ССВ развернуто на заводе в Литлто-
не — пригороде Денвера (шт. Колорадо), где в настоящее вре-
время изготовляются ступени ракет «Атлас» и «Титан». Произ-
Производственные мощности предприятия позволяют ежегодно вы-
выпускать до 20 ракет «Атлас-5». Доставка ступеней к месту
старта осуществляется транспортными самолетами.
Запуски ракет «Атлас-5» с м. Канаверал производятся со
стартовой площадки LC-41, ранее применявшейся для ракет
«Титан-ЗС», «Титан-ЗЕ» и «Титан-4». Работы по модерниза-
модернизации этого комплекса были выполнены фирмой «Hensel Phelps
Constraction».
Основной целью при создании наземного комплекса ракет
«Атлас-5» являлось максимальное сокращение трудозатрат при
подготовке изделий к полетам. Поставленная задача была ре-
решена за счет компактного, размещения основных средств ком-
комплекса, централизации управления всеми работами, выполняе-
выполняемыми на технической и стартовой позициях, автоматизации
процессов контроля и т.п.
В результате вся наземная инфраструктура ракет «Атлас-
5» включает в себя только три крупных сооружения, а чис-
численность занятого технического персонала составляет 225—
265 человек. Для сравнения можно привести следующие дан-
данные: для предстартовой подготовки ракет «Атлас-2А»
использовалось 17 корпусов и зданий, принадлежащих либо
правительству, либо промышленным подрядчикам, а в рабо-
работах по обеспечению запусков этих ракет участвовали 300—
350 специалистов.
Основным элементом наземного комплекса ракет «Атлас-5»
стал Эксплуатационный центр — ASOC (Atlas-5 Spacef light
Operations Center), объединивший многие технические служ-
службы. Четырехэтажное здание, расположенное в 6,4 км от старто-
стартовой площадки LC-41, заняло площадь 2800 м2.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^¦fc 31
Под Центр управления запуском LCC (Launch Control
Center) отведен двухэтажный зал с 25 рабочими местами с мо-
мониторами. Перед операторами на стене находится большой
экран общего отображения информации.
Амфитеатром по отношению к Центру LCC расположились
Инженерно-технический центр — EOC (Engineering Operations
Center) на 20 рабочих мест, Административный центр — MOS
(Mission Operations Center), а также пять компьютерных цен-
центров для информационного обеспечения работ. Практически
все эти помещения имеют стеклянную стену, выходящую в
основной зал Центра LCC.
Зал предполетной подготовки ракет «Атлас-5» рассчитан
на одновременное обслуживание шести изделий. Здесь прово-
проводятся монтаж различных бортовых систем, установка элект-
электронного оборудования, пиротехнические устройства и т.д. По-
Поскольку значительная часть проверок и испытаний осуществ-
осуществляется на заводе-изготовителе, то на выполнение работ в Центре
ASOC отводятся сутки.
Полностью укомплектованные и проверенные ступени РН
доставляются в корпус вертикальной сборки — VIF (Vertical
Integration Facility) высотой 89 м. Установка ракеты на мо-
мобильную пусковую платформу начинается за девять дней до
назначенной даты старта. Практически все операции по пред-
предполетной подготовке намечается проводить в корпусе VIF, по-
поэтому на стартовую площадку ракета доставляется за 12 час
до запуска. Подобная схема позволяет существенно снизить
вероятность отмены полета из-за неблагоприятной метеороло-
метеорологической обстановки.
Предстартовая подготовка полезного груза ракет «Атлас-5»
выполняется на коммерческой основе фирмой «Astrotech», про-
производственные помещения которой располагаются за предела-
пределами космодрома. Для проведения работ по обслуживанию КА,
которые должны, выводиться ракетами EELV: и «Атлас-5», и
«Дельта-4», фирма «Astrotech» построила специализированный
корпус площадью 4650 м2. После выполнения регламентных
работ полезный груз, установленный под головным обтекате-
обтекателем, доставляется в корпус VIF.
Транспортировка ракеты «Атлас-5» из сборочного корпуса
к стартовой площадке, расстояние между которыми составля-
составляет 550 м, осуществляется в вертикальном положении на мо-
мобильной пусковой платформе массой 700 т с кабель-заправоч-
32 ДВи» А. ШУМИЛИН
ной мачтой высотой 56,4 м. Для перевозки используются два
дизельных локомотива, за которыми следуют вагоны со вспо-
вспомогательным оборудованием. Впервые штатная операция по
доставке полностью укомплектованной ракеты к месту старта
была проведена в начале 2002 г.
Выбранная для ракет «Атлас-5» мобильная схема запуска,
отработанная на моделях семейств «Титан-3» и «Титан-4», пред-
предполагает минимальное количество оборудования на стартовом
комплексе, что позволяет сократить ущерб в случае аварии
ракеты при взлете. Помимо пусковой платформы самыми круп-
крупными сооружениями на площадке являются четыре молние-
молниеотвода высотой 104 м.
Значительная часть работ по модернизации стартового ком-
комплекса LC-41 (на сумму 300 млн долл.) была оплачена компа-
компанией «Lockheed Martin» из собственных фондов. Общие же за-
затраты корпорации на программу «Атлас-5» составили 1 млрд
долл.
Первый старт ракеты «Атлас-5» состоялся 21 августа 2002 г.
Для выведения коммерческого спутника связи «Hot Bird-6»
массой 3,9 т применялась ракета «Атлас-5» модели 401, осна-
оснащенная верхней ступенью «Центавр» с одним маршевым ЖРД
(вкл. 4).
Полет состоялся с трехмесячным опозданием от установ-
установленного три года назад срока, и это было признано представи-
представителями ВВС административно-организационным успехом ком-
компании-разработчика. Задержки с проведением полета стали
следствием детальных проверок как самой транспортной сис-
системы, так и полезного груза. При предстартовой подготовке
ракеты потребовалось провести отдельные испытания кабель-
заправочного оборудования стартовой площадки.
В общей сложности в период с марта по июль 2002 г. со-
состоялось три комплексных испытания всей ракетно-космиче-
ракетно-космической системы с полной заправкой изделия. В ходе этих работ
предпусковые операции доводились практически до запуска
маршевого двигателя первой ступени РН — до момента Т-1 с.
Кроме того, были отработаны операции по аварийному пре-
прекращению предстартового отсчета в момент Т-45 с.
Несмотря на то что в штатном режиме работы на старто-
стартовой площадке должны длиться менее суток, перед первым по-
полетом ракета «Атлас-5» была доставлена к месту запуску за
два дня до назначенного срока. После установки мобильной
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 3 3
платформы на площадке началась заправка первой ступени
ракеты керосином E6,8 тыс. л). Закачка жидкого кислорода
A13,5 тыс. л), а также заправка второй ступени «Центавр»
проводились в день запуска.
Важной особенностью стартового комплекса LC-41 являет-
является автоматическая стыковка заправочного оборудования и за-
заправка ракеты топливом. Подобные системы впервые были раз-
разработаны российскими специалистами.
Продолжительность предпусковых операций при подго-
подготовке к первому полету ракеты «Атлас-5» составила 580 мин.
Команда на запуск двигателя первой ступени была подана в
момент Т-2,7с. Сразу после этого сработали водонапорные
системы охлаждения пусковой платформы и шумоглушения;
из резервуаров первой было подано 454 тыс. л воды, а вто-
второй — 66,2 тыс. л.
Подъем ракеты «Атлас-5» со стартовой массой 334 т осу-
осуществлялся при тяговооруженности 1,2. В момент Т + 17 с на
высоте 240 м начался разворот по каналу тангажа. На сотой
секунде полета после прохождения участка максимального
скоростного напора тяга двигательной установки первой сту-
ступени была доведена до 95%, затем она изменялась исходя из
максимально допустимой для полезного груза перегрузки в 5 g.
На 4 мин полета перед полной выработкой компонентов топ-
топлива тяга ЖРД была снижена.до 47%. Отделение первой сту-
ступени обеспечили восемь тормозных двигателей малой тяги.
В этот момент ракета находилась на высоте 108 км и имела
скорость 4,9 км/с.
Продолжительность работы второй ступени «Центавр» при
первом включении составила 11 мин. После полета по баллис-
баллистической траектории, в течение которого ракета пересекла
Атлантический океан, был произведен повторный запуск бло-
блока «Центавр». За 4 мин работы ступень вышла на переходную
орбиту с параметрами 306 х 44 575 км. Отделение полезного
груза состоялось на 31 мин после старта ракеты.
Анализ телеметрической информации показал высокую
точность выведения спутника «Hot Bird-6». Среди незначитель-
незначительных аномалий были отмечены нерасчетные вибрации внешне-
внешнего трубопровода подачи окислителя и некоторое повышение
температуры в ряде отсеков ракеты.
В мае и июле 2003 г. состоялись еще два успешных полета
ракет «Атлас-5» с коммерческими спутниками на борту. В ходе
2-1179 Шумилин
34 ШЬ> А. ШУМИЛИН
последнего запуска, ставшим 66-м безаварийным стартом за пос-
последние десять лет эксплуатации всего семейства «Атлас», ис-
использовалась модель с двумя твердотопливными ускорителями.
ПЛАНЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТ
Несмотря на высокий риск использования новых, не про-
прошедших летные испытания транспортных систем, за счет сни-
снижения стоимости запуска компаниям «Boeing» и «Lockheed
Martin» удалось найти коммерческого заказчика для первых
своих ракет. Таким образом, можно сказать, что одна из за-
задач программы EELV — повышение конкурентоспособности
американских фирм на рынке пусковых услуг — в некоторой
степени уже решена.
Однако резкое снижение коммерческого грузопотока в кос-
космос не позволяет надеяться американским компаниям, равно
как и другим участникам рынка, на высокую доходность сво-
своих РН. Остепени сокращения объемов производства коммер-
коммерческих спутников можно судить по следующему факту. К концу
2002 г. на ракеты «Атлас-5» и «Дельта-4» было сделано при-
примерно по 20 предварительных заявок, а летом следующего года
компания «Boeing» объявила об отказе от использования в
ближайшие несколько лет ракет «Дельта-4» в коммерческих
целях — из-за оставшихся единичных заказов производство
этих ракет стало нерентабельным.
Положение корпорации «Boeing» чрезвычайно осложнилось
после того, как весной 2003 г. были обнародованы факты не-
незаконного приобретения ею технической документации по про-
проекту «Атлас-5» (точнее, эти материалы были получены от со-
сотрудника компании «Lockheed Martin» еще фирмой «McDonnell
Douglas» в 1996 г. — незадолго до ее покупки корпорацией).
Использование конфиденциальной информации о конкуренте
и позволило компании «Boeing» получить большую часть за-
заказов по программе EELV.
В июле 2003 г. после проведения самостоятельного рассле-
расследования, выявившего серьезные нарушения федеральных за-
законов, ВВС приняли решение не только о пересмотре заклю-
заключенных контрактов, но и об отстранении виновника на не-
неопределенное время от участия в конкурсах средств выведения
по правительственным программам.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Д> 3 5
Первым результатом санкций стала передача компании
«Lockheed Martin» семи спутников, ранее предназначавшихся
для ракет «Дельта-4». Запуски этих аппаратов будут осущест-
осуществляться в 2006—2009 гг. Штатная же эксплуатация ракет «Ат-
лас-5» в рамках программы EELV должна начаться в 2005 г.
(вследствие значительных задержек с созданием многих воен-
военных спутников? составивших первую партию заказа по про-
программе, сроки их развертывания перенесены на несколько лет).
До указанного года несколько заказов на ракеты «Дельта-4»
остались в силе. Среди них следует выделить первый старт
РН семейства с базы Ванденберг в 2005 г.
Вскоре после объявления против этой компании санк-
санкций ВВС провели второй тур распределения заказов по про-
программе EELV. Поскольку ракеты «Дельта-4» на нем не рас-
рассматривались, то три новых аппарата были переданы ком-
компании «Lockheed Martin». Так как все эти спутники должны
выводиться с территории Западного полигона, то принятое
решение повлечет за собой дополнительные расходы, ибо
стартовой площадки для ракет «Атлас-5» на базе Ванден-
Ванденберг нет.
Поэтому компании «Lockheed Martin» было предложено за
свой счет провести модернизацию комплекса SLC-3E, исполь-
использовавшегося для запусков ракет «Атлас-2Ав». Предстоящие
расходы (около 200 млн долл.) будут скомпенсированы ВВС
в виде арендной платы после начала эксплуатации комплекса
в 2005 г.
Также многие обозреватели, анализируя сложившуюся си-
ситуацию, не исключают возможности возобновления работ по
созданию тяжелой модели семейства «Атлас-5». Осенью 2002 г.
корпорация «Lockheed Martin» завершила эскизный проект
изделия, и при принятии правительством решения об ее ис-
использовании система может быть подготовлена к эксплуата-
эксплуатации за три года.
Третий конкурс среди ракет EELV для запуска 15—20 но-
новых спутников ВВС планируют провести в 2005 г. Предпола-
Предполагается, что к требуемому сроку компания «Boeing» проведет в
своих подразделениях все необходимые для снятия санкций,
административно-организационные мероприятия.
В общей сложности к 2020 г. Министерство обороны наме-
намечает развернуть на околоземной орбите около 200 новых ап-
аппаратов, примерно треть из которых будет создаваться по за-
36 ЛШ» А. ШУМИЛИН
казам Национального разведывательного управления NRO
(National Reconnaissance Office).
Как уже отмечалось, за десять лет, прошедших с начала
реализации программы EELV, ситуация на рынке пусковых
услуг существенно изменилась.
В связи с резким падением спроса на выведение грузов в
космос интенсивность запусков новых РН оказалось ниже ожи-
ожидавшейся, что привело к существенному росту эксплуатацион-
эксплуатационных затрат (кроме того, их увеличению способствовали ошиб-
ошибки в оценке темпов роста инфляции, а также вновь проявив-
проявившаяся тенденция к созданию военных спутников тяжелого
класса, для которых потребуются более мощные и, следователь-
следовательно, дорогие модели). В результате стоимость ракет третьей
партии составит в среднем по 150 млн долл., тогда как еще в
2002 г. затраты на запуск моделей среднего класса оценивались
в 75 млн долл., систем промежуточного класса— в 110 млн
долл., а тяжелых РН — в 150 млн долл.
Значительную часть издержек по программе EELV вынуж-
вынуждено принять на себя военное ведомство. В 2004 г. для поддер-
поддержания производства ракет ВВС предоставило компаниям
«Boeing» и «Lockheed Martin» 164 млн долл., а в проекте бюд-
бюджета на 2005 ф.г. на эти же цели зарезервировано 190 млн
долл. В целом сумма дополнительных ассигнований на про-
программу может достичь 1 млрд долл.
Вследствие значительного перерасхода средств, достигше-
достигшего 50% от первоначальной сметы, весной 2004 г. была прове-
проведена независимая аудиторская проверка организации работ по
программе EELV (подобной процедуре подвергаются все воен-
военные проекты с 25%-ным превышением бюджета). Результаты
инспекции были направлены в Конгресс, который должен бу-
будет повторно рассмотреть целесообразность дальнейшей реа-
реализации программы и, при положительном решении, утвер-
утвердить новый ее бюджет, а также выработать меры для контро-
контроля за расходованием выделяемых ассигнований.
Несмотря на то что в целях экономии средств некоторыми
законодателями предлагается отказаться от использования
какого-либо из семейств, эксплуатация ракет и «Атлас-5» и
«Дельта-4» скорее всего продолжится, поскольку, как указы-
указывалось в аудиторском отчете, альтернативных средств выведе-
выведения КА обеспечения национальной безопасности в стране не
существует.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Д> 3 7
ГЛАВА 2
ПРОЕКТЫ МШ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Одновременно с модернизацией парка одноразовых ракет-
носителей ВВС ведут проектные исследования по многоцеле-
многоцелевой МТКС военного назначения. Создание подобной транспорт-
транспортной системы считается важнейшим этапом реализации идеи
интеграции воздушных и космических операций, а также
трансформации ВВС в «Аэрокосмические силы» (Aerospace
Force).
Перспективная МТКС, составным элементом которой дол-
должен стать воздушно-космический самолет, позволит выполнять
все виды космических операций:
— обеспечение космических сил (выведение, обслуживание
и управление орбитальными средствами);
— поддержка наземных сил (боевое обеспечение войск);
— контролирование космического пространства (обеспече-
(обеспечение превосходства в космосе);
— боевое применение космических сил (нанесение ударов
из космоса по воздушным и наземным целям).
В настоящее время официально Космическое командование
США располагает средствами для решения только первых двух
задач.
В 1997 г. была утверждена программа ITT (Integrated
Technology Testbed), предусматривающая проведение в начале
2000-х годов летных испытаний отдельных компонентов но-
новой транспортной системы. Задачами программы являются
подтверждение общей концепции практического использова-
использования воздушно-космических самолетов (ВКС), оценка эффек-
эффективности их применения при решении военных задач, созда-
создание оперативных средств выведения спутников обеспечения
войсковых соединений в условиях мира и войны. Руководство
программой было возложено на Лабораторию Филлипса, Центр
космических и ракетных систем — SMSC и Космическое ко-
командование ВВС.
Разработку и летные испытания новой МТКС, оператив-
оперативность запуска которой определяется 12—48 ч, планируется
провести в ближайшие 10—12 лет. При ее создании будет ак-
активно использоваться научно-технический задел, освоенный
38 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
специалистами NASA в рамках различных инновационных
программ.
На начальном этапе эксплуатации в качестве первой ступе-
ступени новой МТКС должны использоваться разгонные блоки ра-
ракетного типа. В более отдаленной перспективе предполагается
создать гиперзвуковые самолеты-разгонщики с воздушно-реак-
воздушно-реактивными или комбинированными двигателями. При запуске
подобные транспортные системы должны обеспечить разгон ор-
орбитального аппарата до скорости примерно М=12—15, после чего
последний с помощью собственной силовой установки осущест-
осуществит выход на околоземную орбиту.
В ходе космического полета такой многоразовый трансат-
трансатмосферный аппарат, получивший название «Space Maneuvering
Vehicle» (SMV), планируется использовать для решения сле-
следующих задач:
— выведения и развертывания малых спутников массой
до 540 кг;
— инспектирования космических объектов, в том числе и
находящихся на геостационарной орбите;
— проведения разведывательно-ударных операций.
После выполнения программы орбитального полета, про-
продолжительность которого может достигать одного года, аппа-
аппарат SMV в автоматическом режиме возвратится на Землю.
Проектный облик экспериментального аппарата SMV в це-
целом уже определен (хотя на концептуальном уровне ВВС про-
продолжают рассматривать различные варианты, — см. вкл. 10).
В рамкам программы MIST («Military Spaceplane Technology»),
предусматривающей отработку технологий малогабаритных
ВКС военного назначения, компания «Boeing North American»
изготовила опытную модель аппарата для изучения его аэро-
аэродинамических характеристик. Работы по созданию изделия,
получившего обозначение Х-40А, выполнялись в 1996—1997 гг.
по контракту стоимостью 5,2 млн долл.
Эта экспериментальная модель, представляющая собой
практически полномасштабный (90%-ный) образец штатного
ВКС, спроектирована по схеме низкоплана и имеет следую-
следующие характеристики: длина — 6,6 м; размах крыла — 3,6 м;
масса — 1,2 т. Угол стреловидности передней кромки консоль-
консольной части крыла, которое изготовлено из графито-эпоксидно-
го материала и алюминиевого сплава, составляет 40°. При тор-
торможении и для управления моделью в плоскости крена будут
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
39
использоваться два закрылка-флаперона, а в плоскости рыс-
рыскания и тангажа два цельноповоротных киля V-образного хво-
хвостового оперения. Корпус аппарата обеспечивает создание 43%
подъемной силы, крыло— 47%, хвостовое оперение 10%.
Проекции аппарата Х-40А (размеры в метрах)
Согласно расчетам, штатный аппарат SMV должен входить
в плотные слои атмосферы при скорости М=15—20 с аэроди-
аэродинамическим качеством, равным 1—2, и с углом атаки 35—
45°. Постепенно угол атаки будет снижаться, и перед посад-
посадкой он составит 7—10°.
Изделие характеризуется низким дозвуковым качеством
(около 4 единиц) и низкой нагрузкой на несущую поверх-
поверхность, оцениваемой примерно в 98 кг/м2 (для орбитального
корабля МТКС «Спейс Шаттл» последний'параметр состав-
составляет 317 кг/м2). При таких показателях торможение аппа-
аппарата будет происходить чрезвычайно быстро и продолжи-
продолжительность полета на глиссаде выравнивания не превысит 1 с
(время прохождения внутренней глиссады у корабля
МТКС «Спейс Шаттл» достигает 5 с, а посадочная скорость —
350—360 км/ч). В связи с этим для снижения ударных на-
нагрузок при посадке аппарата SMV на скорости 270—280 км/ч
необходимо обеспечить высокоэффективное управление мо-
моментом инерции изделия.
40 ЯШ» А. ШУМИЛИН
Изготовленная компанией «Boeing» модель, получившая
собственное имя «Refly», предназначается для проведения брос-
ковых испытаний с целью отработки методов захода на посад-
посадку и приземления. Первый этап испытаний был успешно вы-
выполнен в августе 1998 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мек-
Нью-Мексико).
Тогда полет аппарата «Refly» выполнялся примерно по той
же траектории, что и посадка корабля МТКС «Спейс Шаттл» —
крутая внешняя глиссада и пологая внутренняя. С помощью
вертолета UH-60 «Black Hawk» на тросе длиной 21 м модель
была поднята на высоту 2,7 км; для обеспечения ее устойчи-
устойчивого положения при транспортировке применялся парашют
диаметром 2,1 м. Отделение аппарата от вертолета было осу-
осуществлено при горизонтальной скорости 300 км/ч. Заход на
посадку с наклоном 22° выполнялся по данным бортовых инер-
циальных приборов и по сигналам навигационных спутников
системы GPS. На высоте около 260 м изделие перешло на глис-
глиссаду выравнивания с углом наклона 1,5е и снизило скорость
до посадочной величины. Общая продолжительность полета
составила 90 с (вкл. 7—9).
Следующий этап отработки аппарата Х-40А, включивший
в себя семь бросковых испытаний, был успешно осуществлен
весной 2001 г. на базе ВВС Эдвардз. Данные полеты проводи-
проводились уже в рамках проекта Х-37, который выполнялся NASA
с целью создания и натурных испытаний ключевых техноло-
технологий перспективных ВКС (см. Часть 2). Поскольку предусмот-
предусмотренный этим проектом экспериментальный аппарат, рассчи-
рассчитанный на реальный орбитальный полет с последующим воз-
возвращением на Землю, создается на базе модели Х-40А, то она
была передана NASA во временное пользование.
Перед очередным этапом испытаний, отличавшихся повы-
повышенной сложностью, модель прошла некоторую модернизацию.
В частности, на изделии была установлена усовершенствован-
усовершенствованная система наведения, компьютеризированная система оцен-
оценки набегающего потока CADS (Computer Air Data System), уси-
усилено шасси и т.п.
Для управления аппаратом Х-40А использовалась малога-
малогабаритная комбинированная система наведения MIGITS
(Miniature Integrated GPS/INS Tactical System), обрабатываю-
обрабатывающая показания бортовых инерциальных блоков и сигналы с
пяти навигационных спутников GPS (полученные со спутни-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЕ» 41
ков данные сравниваются и по четырем лучшим показателям
определяется местоположение изделия).
Кроме того, при запусках модели Х-40А проводились ис-
испытания опытного образца комбинированной системы наведе-
наведения SIGI (Space Integrated GPS/INS), предназначенной для
применения в составе перспективных ВКС. В ходе полетов си-
система SIGI не была включена в контур управления изделием и
функционировала в холостом режиме; при этом не было за-
зафиксировано ни одного ее сбоя, а точность измерений превы-
превысила установленные проектным заданием характеристики.
Для проведения второго цикла летной отработки аппарата
Х-40А использовался более мощный вертолет СН-47 «Chinook»,
позволивший увеличить как скорость, так и высоту сброса
изделия. Максимальная эквивалентная скорость и высота от-
отделения, зафиксированные при этих испытаниях, составили
477 км/ч и 4,55 км соответственно.
Отличительной особенностью выполненного этапа стало смяг-
смягчение требований по метеорологическим условиям. Ограниче-
Ограничения на ветровые нагрузки на высоте сброса и у поверхности
земли определялись следующими параметрами: скорость встреч-
встречного ветра— 53,6 и 27,7 км/ч, попутного— 96,2 и 27,7 км/ч,
бокового — 70,3 и 23 км/ч соответственно.
При всех испытаниях отделение аппарата Х-40А произво-
производилось по курсу прямого захода на посадку с допустимым от-
отклонением от центральной линии посадочной полосы ± 90 м и
на расстоянии 7,44 км ± 1 км от ее начала.
В ходе первого полета сброс изделия был осуществлен при
скорости 163 км/ч. Не выполняя никаких маневров при пла-
планировании, модель развила скорость 460 км/ч, на высоте 45 м
было выпущено шасси, посадку же на аэродромную полосу
аппарат выполнил при скорости 283 км/ч. Общая продолжи-
продолжительность полета составила 74 с, для полной остановки изде-
изделия после пробега длиной 2,1 км потребовалось еще 45 с.
Практические данные об условиях гиперзвукового полета
перспективных ВКС после схода с орбиты военные специалис-
специалисты планируют получить в ходе реального космического поле-
полета аппарата Х-37, сроки которого пока не определены. В то
же время, учитывая значимость, которая придается в после-
последние годы созданию трансатмосферных ракетопланов, не ис-
исключается возможность форсирования работ по этому проек-
проекту и по программе SMV в целом.
42
А. ШУМИЛИН
На первом этапе эксплуатации аппарата SMV компания
«Boeing» предлагает в качестве средства его выведения исполь-
использовать разрабатываемую ею ракету «AirLaunch» («Воздушный
старт»), запускаемую с борта самолета «Боинг-747». Эта РН
представляет собой сборку двух РДТТ «Кастор-120» с неболь-
небольшим разгонным блоком (все двигатели для системы заказаны
фирме «Thiokol»). При этом первая ступень оснащается тре-
треугольным крылом и хвостовым оперением.
Авиационно-космическая система «AirLaunch»
Полет ракеты «AirLaunch» должен проводиться по следую-
следующей схеме. Отделение от самолета-носителя планируется вы-
выполнять на высоте 5,4—9 км при скорости М=0,7—0,75. После
свободного планирования в течение 30—40 с, необходимых для
безопасного удаления самолета на расстояние 6,5—8 км, будет
осуществлен запуск РДТТ первой ступени (к этому моменту
высота полета изделия снизится на 600—900 м). При достиже-
достижении скорости М=0,92 (примерно на 5-й секунде полета) произ-
производится сброс, крыла и блока хвостового оперения.
К достоинствам авиационно-космического комплекса
«AirLaunch» следует отнести широкие возможности по форми-
формированию Ьрбит с различными наклонениями, высокую мобиль-
мобильность и оперативность применения. Кроме того, в отличие от
обычных средств выведения наземного базирования, имеющих
достаточно ограниченные по времени интервалы для осуществ-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 4 3
ления стартов, данная ТКС позволит практически круглосуточ-
круглосуточно производить запуски аппаратов на любые орбиты.
В то же время прорабатываются и другие варианты транс-
транспортных систем воздушного старта. В 2001 г. специалисты
Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (Air Force Research
Laboratory) получили патент на «пневматический контейнер
модульного типа для запуска ракет с борта самолета» (modular
cargo aircraft pneumatic launch tube).
Габариты предлагаемого контейнера допускают размеще-
размещение в нем легкой ракеты-носителя с небольшим крылатым
аппаратом. В отличие от модели Х-37 этот ВКС должен иметь
более простую конструкцию. В частности, для его приземле-
приземления предлагается использовать парашютную систему. Отказ
от самолетной посадки на аэродромную полосу не только сни-
снизит массу изделия (из-за отсутствия шасси), но и существенно
расширит диапазон траекторий спуска.
Спроектированный контейнер может применяться в соста-
составе обычных транспортных самолетов типа С-141В, С-5Аили
С-17А. Старт ракеты рассчитывается производить на высоте
12 км при скорости 850 км/ч. Такие начальные условия по-
позволят примерно на 10% повысить грузоподъемность транс-
транспортной системы.
За счет универсальной конструкции контейнера планиру-
планируется существенно сократить период предстартовой подготов-
подготовки — на его монтаж в грузовом отсеке самолета отводится око-
около суток. При этом затраты, связанные с обеспечением стар-
старта, оцениваются в 3—5 млн долл.
Концепция новой авиационно-космической системы нахо-
находится на начальной стадии проработки. Для завершения про-
проектных изысканий и подготовки к производству опытных мо-
моделей системы, в том числе и ВКС, в течение ближайших че-
четырех лет потребуется израсходовать около 500 тыс. долл.
Общая же стоимость программы оценивается в 200 млн долл.
В перспективе для выведения аппаратов SMV планируется
применять более мощные разгонные ступени. Компания «Boeing»
подготовила проект транспортной системы вертикального взлета
и посадки. По своей схеме эта ступень аналогична эксперимен-
экспериментальному аппарату «Delta Clipper-X» (DC-X), который был раз-
разработан и испытан компанией в начале 1990-х годов. Сборка та-
такой системы с аппаратом SMV, изучавшаяся в рамках програм-
программы ITT, получила название «Flying System Tested».
44 ¦»» А, ШУМИЛИН
По заказу ВВС компания «Lockheed Martin» также выпол-
выполнила аналогичные изыскания по первой ступени военной
МТКС. Наиболее предпочтительным был признан вариант со-
создания ракетоплана на базе аппарата Х-33 с вертикальным
стартом и горизонтальной посадкой. Данное изделие разраба-
разрабатывалось компанией для NASA в 1996—2001 гг. (Описания
аппаратов DC-X и Х-33 представлены в главе 4.)
Наиболее оптимальной, но и самой сложной для реализа-
реализации схемой стартовой ступени МТКС является гиперзвуко-
гиперзвуковой самолет-разгонщик, оснащенный силовой установкой с
ВРД. Несмотря на то что сроки реализации подобных проек-
проектов в настоящее время ориентировочно определяются 2020—
2030 гг., концептуальные и проектно-конструкторские иссле-
исследований по таким трансатмосферным аппаратам ведутся уже
достаточно долго.
В 1998 г. были опубликованы результаты работы специалис-
специалистов Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса LLNL
(Lawrence Livermore National Laboratory) no гиперзвуковому са-
самолету «HyperSoar» («Гиперзвуковое планирование»), который
может стать основным элементом перспективной ТКС военного
назначения (вкл. 11). Новый аппарат проектировался как мно-
многоцелевая система, способная в автоматическом режиме опера-
оперативно решать различного рода задачи, в том числе: проведение
разведывательно-ударных операций (предполагается, что изде-
изделие будет выходить в любой район планеты за два часа), разгон
боевых платформ с различным вооружением, разгон ракетных
блоков с космическими аппаратами, транспортировка грузов, в
том числе коммерческая, и т.п.
Аппарат «HyperSoar», рассчитанный на горизонтальный
старт и посадку, будет иметь следующие характеристики:
— взлетная масса — 225 т;
— масса топлива — 156,2 т;
— «сухая» масса — 52,5 т, в том числе: масса конструк-
конструкции — 42,72 т, масса двигательной установки — 9,78 т;
— длина — 65 м;
— ширина — 24 м;
— масса полезного груза:
при доставке на расстояние 10 тыс км — 45 т,
при доставке на расстояние 14 тыс км — 5 т,
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 4 5
при выведении на околоземную орбиту высотой 500 км —
13,5 т.
Аппарат «HyperSoar» должен оснащаться комбинирован-
комбинированной силовой установкой, способной работать в режиме как
ракетного, так и воздушно-реактивного двигателя. Старт из-
изделия обеспечат кислородно-водородные ЖРД, работающие
с некоторым потреблением атмосферного кислорода. После
разгона аппарата до скорости М=2—3 установка будет после-
последовательно переключаться в режимы ПВРД, СПВРД и обыч-
обычного ЖРД.
При достижении скорости М=10 на высоте примерно 40 км
двигатели будут отключены, и аппарат перейдет в планирую-
планирующий полет по волнообразной траектории на высотах 40—60 км,
то есть на границе атмосферы *. Для обеспечения требуемой
дальности и бокового маневра на каждом цикле в нижней точки
траектории должны производиться запуски силовой установ-
установки в режиме СПВРД. Ожидается, что включение двигателей
продолжительностью около 20 с придется проводить через каж-
каждые 400 км.
Если же задачей полета является выведение спутников на
орбиту, то разгонный блок с этими объектами будет отделяться
от самолета в конце первого активного участка после достиже-
достижения скорости М=12. При этом удельные затраты на транспор-
транспортировку грузов в космос не должны превысить 2200 долл./кг.
Волнообразная (или рикошетирующая) траектория движе-
движения аппарата «HyperSoar» позволит снизить тепловые нагруз-
нагрузки на изделие. Поскольку большую часть времени полета (око-
(около 65%) изделие будет находиться за пределами атмосферы,
то это даст возможность не только уменьшить аэродинамиче-
аэродинамический нагрев, но и увеличить продолжительность радиацион-
радиационного теплообмена. Максимальная температура на носке аппа-
аппарата, передних кромках несущих поверхностей и воздухоза-
воздухозаборников составит около 1650 °С.
Ключевой же проблемой при разработке аппарата «Hyper-
Soar» считается создание комбинированной силовой установ-
* Подобные аппараты иногда называются «волнолетами» (Waverider).
В то же время в теории гиперзвуковой аэродинамики это же понятие
относится к особой формы аппаратам, аэродинамическое качество кото-
которых обеспечивается системой присоединенных скачков уплотнения (удар-
(ударных волн)^
46 «*^» А, ШУМИЛИН
ки с тяговооруженностью 20—30 единиц. В качестве базового
изделия для расчета самолета был принят проект ракетно-пря-
моточного двигателя «Strutjet», который разрабатывается фир-
фирмой «Aerojet» по заказу NASA. Энергетические характерис-
характеристики данной установки оцениваются как умеренные, в част-
частности показатель ее тяговооруженности составляет 23 единицы.
Согласно заявлениям представителей Лаборатории LLNL
для создания масштабной модели аппарата «HyperSoar» в те-
течение 3—5 лет необходимо около 500 млн долл. После получе-
получения от независимых экспертов положительной оценки о реа-
реализуемости проекта руководство Стратегического командова-
командования США рекомендовало Управлению перспективных
разработок Министерства обороны DARPA (Defense Advanced
Research Projects Agency) поддержать в финансовом отноше-
отношении работы по созданию демонстрационного образца этой транс-
транспортной системы.
Практическая реализация этого проекта началась летом
2002 г. с рассылки промышленным компаниям запроса на под-
подготовку предложений по масштабной модели аппарата
«HyperSoar». Из требований, определенных Управлением
DARPA для новой ТКС, в печати публиковались следующие:
— система эксплуатируется в пилотируемом режиме;
— максимальная скорость полета М=10;
— диапазон высот планирования 30—60 км;
— масса полезного груза, доставляемого на низкую орбиту
с использованием дополнительных разгонных блоков, 1 т.
В 1999 г. ВВС приступили к изучению проектного облика
стратегического бомбардировщика нового поколения, которым
в 2030-х годах предполагается заменить самолеты В-52 и В-2.
Наряду с беспилотными дозвуковыми ударными системами,
запускаемыми с самолета-носителя, сверхзвуковыми бомбар-
бомбардировщиками традиционных схем (вкл. 12) рассматриваются
и гиперзвуковые аппараты типа «HyperSoar».
В ходе первого этапа работ, продолжавшегося с лета 1999 г.
до середины 2000 г., по контрактам Боевого командования
ВВС (Air Combat Command) три компании «Boeing», «Lockheed
Martin» и «Northrop Grumman» разрабатывали общую кон-
концепцию новой боевой системы. В качестве основных требова-
требований, которым должна удовлетворять перспективная ударная
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ШЖ> 4 7
система FSV («Future Strike Vehicle»), иногда называемая FSA
(«Future Strike Aircraft»), были указаны лишь стартовая мас-
масса 140 т и масса боевой нагрузки 4,5—27 т.
Проекты сверхзвукового (внизу) и гиперзвукового бомбардировщи-
бомбардировщиков фирмы Northrop Grumman.
Планом последующих работ по системе FSV предусматри-
предусматривается подготовка и сравнение вариантов общей компоновки
изделия с силовой установкой, а также выполнение расчетов
по определению оптимального соотношения показателей ско-
скорости и малозаметности. Кроме того, намечается провести об-
общий анализ перспектив развития авиационного вооружения с
оценкой эффективности их использования в составе летатель-
летательных аппаратов того или иного типа.
Концептуальные исследования по перспективной ударной
системе ВВС планируют вести в течение ближайшего десяти-
десятилетия, с тем чтобы к 2013—2014 гг. более детально сформули-
сформулировать требования к будущему изделию..Окончательный вы-
48 ДЬ> А. ШУМИЛИН
бор схемы нового бомбардировщика и головного разработчика
планируется сделать ориентировочно в 2020 г.; а первые са-
самолеты должны поступить в вбйска после 2034 г. Общая сто-
стоимость только проектных работ по изделию оценивается в
35 млрд долл.
Учитывая продолжительный период разработки, в течение
которого промышленность сможет создать и освоить широкий
спектр новейших технологий, многие обозреватели считают,
что в наибольшей степени ожидаемым требованиям будут удов-
удовлетворять гиперзвуковые самолеты, способные в течение не-
нескольких часов выходить в любой район планеты для выпол-
выполнения боевой задачи.
Обеспечению подобных возможностей, соответствующих
выдвинутой в середине 1990-х годов концепции «Глобальная
досягаемость— глобальная мощь» («Global Reach— Global
Power»), в последнее время придается все большее значение,
так как в связи с изменениями политической ситуации в мире
США вынуждены сокращать число своих зарубежных баз.
Кроме того, поскольку полеты подобных аппаратов проходят
практически за пределами атмосферы, то это не потребует про-
проведения дипломатических переговоров с третьими странами о
предоставлении воздушных коридоров.
К наиболее сложным техническим проблемам создания ги-
гиперзвуковых самолетов тяжелого класса относят разработку
высокоэффективных двигательных установок, новых конструк-
конструкционных материалов и «всепогодных» теплозащитных покры-
покрытий; обеспечение высокой надежности и живучести бортовых
систем. Помимо распространенных схем силовых установок (на
базе СПВРД и комбинированных двигателей) в рамках проек-
проекта FSV планируется провести исследования и по более экзо-
экзотичным типам двигателей, например с электромагнитными
генераторами.
В целях снижения риска при реализации программы FSV
ВВС изучают возможности создания к 2015 г. автоматическо-
автоматического трансатмосферного аппарата SOV (Space Operating Vehicle),
который рассматривается в качестве опытного прототипа ги-
гиперзвукового ударного средства. Практически этот аппарат,
рассчитанный на крейсерскую скорость М=15, предполагает-
предполагается использовать в качестве первой ступени для выведения в
космос различных объектов, в том числе и ВКС.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Ш- 4 9
Транспортная система SOV с аппаратом SMV
По сравнению с современными ТКС аппарат SOV должен
характеризоваться 10-кратным увеличением вероятности ус-
успешного выполнения полета, пятикратным увеличением час-
частоты запусков, 50%-ным снижением эксплуатационных затрат,
20%-ным увеличением функциональных возможностей и т.п.
Кроме того, предполагается обеспечить возможность всеази-
мутального запуска системы, а также добиться высокой ма-
маневренности изделия для возвращения к месту старта.
Основные требования к аппарату SOV еще не сформулиро-
сформулированы. Для нужд ВВС оптимальным показателем* грузоподъем-
грузоподъемности изделия является 6,8 т, тогда как NASA, занимавшееся
аналогичными разработками, предлагало более мощную ТКС,
способную обеспечить доставку на околоземную орбиту объек-
объектов массой до 22,7 т, в том числе и модули с астронавтами.
Не определен и проектный облик аппарата в целом. Руко-
Руководство программы SOV выражает готовность принять от про-
промышленных компаний на рассмотрение как двухступенчатые
схемы, наименее сложные для реализации, так и одноступен-
одноступенчатые системы типа гиперзвуковых аппаратов DC-X или
Х-33. Основным же критерием для сравнения предложенных
вариантов будут не традиционные удельные затраты на выве-
выведение грузов на орбиту, а продолжительность и стоимость пред-
предполетной подготовки.
В 2003 г. ВВС и Управление DARPA, проанализировав соб-
собственные разработки и предложения промышленных компа-
50 Д^ А. ШУМИЛИН
ний, подготовили общий план поэтапного создания перспек-
перспективной ударной системы, способной в течение двух часов по-
поражать цели на удалении 17 тыс. км. В соответствии с пред-
предложенной концепцией, получившей название FALCON («Со-
(«Сокол», или по расшифровке аббревиатуры — Force Application
and Launch from CONUS — «Применение силы при запуске с
континентальной части США»), основным элементом будущей
боевой системы должна стать малогабаритная планирующая
платформа CAV (Common Aero Vehicle — «Унифицированный
летательный аппарат»). При массе 900 кг данный ВКС, про-
проектные работы по которому ведутся в рамках секретного про-
проекта Х-41, должен нести боезаряд массой до 452 кг, то есть
две обычных авиационных бомбы калибра 226 кг (отсюда и
определение аппарата — «унифицированный»). За счет пла-
планирующего спуска изделия точность поражения цели предпо-
предполагается обеспечить не хуже 3 м, а скорость подлета бомбы
должна составить около 1*2 км/с.
На первом этапе эксплуатации (ориентировочно после
2010 г.) запуски аппаратов CAV будут осуществляться одно-
одноразовыми ракетами-носителями (одно изделие на одной раке-
ракете); к 2025 г. предполагается создать многоразовый гиперзву-
гиперзвуковой самолет-разронщик HCV (Hypersonic Cruise Vehicle), спо-
способный в автоматическом режиме выводить на суборбитальные
траектории несколько таких платформ или другое высокоточ-
высокоточное оружие общей массой до 5,4 т.
Эскизное проектирование ракет для системы FALCON на-
началось в конце 2003 г. в рамках программы «Operationally
Responsive Spacelift» (ORS — «Оперативные средства выведе-
выведения»). Тогда к работам по программе было привлечено девять
фирм, с каждой из которой были заключены контракты сто-
стоимостью по 350—540 тыс. долл.
В качестве основных требований к новым транспортным
системам, которые также будут использоваться для выведе-
выведения военных спутников легкого класса, в зарубежной печати
приводятся следующие:
— при запуске аппаратов CAV: поражение цели в любом
районе Земли в течение 45—60 мин, оперативность проведения
запуска после 24-часовой предстартовой готовности — 2 ч, про-
пропускная способность наземных служб 16 стартов в сутки;
— при выведении КА: грузоподъемность 450 кг (на круго-
круговой орбите высотой 160 км); стоимость запуска 5 млн долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 51
при интенсивности эксплуатации 20 стартов в год, оператив-
оперативность проведения запуска после 24-часовой предстартовой го-
готовности — 24 ч.
Летом 2004 г. после рассмотрения поступивших от подряд-
подрядчиков предложений Управление DARPA и ВВС отобрали че-
четыре компании, которые продолжат детализацию своих про-
проектов:
— компания «AirLaunch» разрабатывает двухступенчатую
жидкостную ракету «QuickReach», сбрасываемую с транспорт-
транспортного самолета С-17 (стоимость, заключенного с нею контракта
на выполнение второго этапа работ, составила 11,4 млн долл.);
— компания «Lockheed Martin Space Systems», проектиру-
проектирует ракету с гибридными двигателями (стоимость контракта
11,6 млн долл.);
— компания «Microcosm» создает ракету-носитель «Sprite»
с дешевыми кислородно-керосиновыми ЖРД «Scorpius» (сто-
(стоимость контракта 10,4 млн долл.);
— компания «Space Exploration Technologies» («SpaceX»).
Поскольку эта^фирма уже практически завершила разработку
ракеты «Falcon-1» (совпадение названия ракеты и программы
считается случайным), то заключенный с нею контракт сто-
стоимостью 8 млн долл. предусматривает выведение в 2005 г. ма-
малого военного спутника, а также проведение работ по повы-
повышению оперативности запуска ракет этого семейства.
Работы по второму этапу, получившему название «Rapid
Launch Awards» («Контракты на ракеты оперативного за-
запуска»), продлятся 10 месяцев; по их результатам будет
выбран один или два подрядчика для изготовления летных
образцов и проведения в 2007 г. демонстрационных полетов
своих ракет.
К работам по платформе CAV и гиперзвуковому самолету-
разгонщику HCV были привлечены четыре компании «Andrews
Space», «Boeing», «Lockheed Martin Aeronautics» и «Northrop
Grumman Air Combat Systems»; стоимость заключенных с ними
контрактов находилась в пределах 1,2—1,5 млн долл. Сроки
летных испытаний экспериментальных образцов аппаратов
CAV B006—2007) несколько опережают график рз?от по но-
новым ракетам; поэтому для их проведения намечается исполь-
использовать уже имеющиеся транспортные системы. Запуски аппа-
аппаратов будут осуществляться либо с базы Ванденберг, либо с
острова Кадьяк в направлении тихоокеанского атолла Квад-
52 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
жалейн, являющегося центром Испытательного полигона сис-
систем ПРО им. Р. Рейгана.
Головным исполнителем работ второго этапа программы
создания самолета HCV стала группа фирм во главе с компа-
компанией «Lockheed Martin Aeronautics» (Палмдейл, шт. Калифор-
Калифорния). Летом 2004 г. с последней был заключен шестимесяч-
шестимесячный контракт стоимостью 8,36 млн долл. на эскизное проек-
проектирование изделия. На этом этапе основное внимание
подрядчиков, среди которых числятся фирмы «Aerojet»,
«Alliant Techsystems GASL» и «Pyrodyne», будет уделено про-
проблемам создания термостойких материалов для силовой кон-
конструкции самолета, эффективной теплозащиты, усовершенство-
усовершенствованных систем управления, наведения, стабилизации, выбору
двигательной установки и оптимизации аэродинамической
формы аппарата.
По предварительным оценкам, самолет HCV проектируется
по схеме «волнолета» с профилированным несущим корпусом,
обеспечивающим аэродинамическое качество, равное 6—7 еди-
единиц. После горизонтального взлета аппарат с полной боевой
нагрузкой E,4 т) должен осуществлять полет на высоте 40 км
с крейсерской скоростью М=10.
Основным компонентом силовой установки самолета-раз-
гонщика должны стать СПВРД, разработкой которых занима-
занимается компания «Aerojet». Отличительной особенностью новых
двигателей Станет воронкообразный воздухозаборник, обеспе-
обеспечивающий трехмерное сжатие потока в воздушном канале.
В сравнении с достаточно освоенными СПВРД с двухмер-
двухмерными (прямоугольными) воздухозаборниками, двигатели по-
подобной схемы, несмотря на более сложную конструкцию, име-
имеют ряд важных преимуществ: более плотную компоновку,
уменьшающую аэродинамическое сопротивление и теплопри-
ток к корпусу, лучшие показатели по восстановлению давле-
давления, что в целом приводит к уменьшению массы самолета.
В 2005 г. после стендовой отработки экспериментальных об-
образцов СПВРД компания «Aerojet» совместно с австралий-
австралийским консорциумом Australian Hypersonic Initiative плани-
планируют осуществить испытания двигателя при запусках высот-
высотных ракет.
Вероятно, по результатам этих испытаний Управление
DARPA и ВВС будут принимать решение о строительстве и
проведении демонстрационных полетов опытных моделей са-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ 5 3
молета HCV. Стоимость работ этого этапа продолжительнос-
продолжительностью 30 месяцев оценивается в* 97 млн долл.
Для проведения летных испытаний предполагается изго-
, товить экспериментальные модели трех типов. Первая из них —
HTV-1 («Hypersonic Test Vehicle») с аэродинамическим каче-
качеством 2,5 — рассчитывается на автономный полет в течение
800 с (срок испытаний — 2007 г.). Через два года намечается
осуществить запуски двух аппаратов HTV-2 с улучшенными
летными характеристиками. К завершающему этапу испыта-
испытаний предполагается подготовить две многоразовые модели HTV-
3 с аэродинамическим качеством 4—5.
Важной особенностью программы FALCON является актив-
активное финансовое участие в ней NASA. В начале 2004 г., несмотря
на жесткие бюджетные ограничения в связи с проработкой кон-
концепций пилотируемых полетов к Луне, на предварительные
исследования по проектируемым военным системам агентством
было выделено 355 тыс. долл. Через некоторое время NASA
выразило готовность предоставить разработчикам уже 10 млн
долл., большая часть из которых (8 млн долл.) остались неиз-
неизрасходованными от программы «Next Generation Launch
Technology» (NGLT), выполнявшейся совместно с ВВС с целью
создания новых технологий для ТКС нового поколения. Око-
Около 2 млн долл. NASA планирует выделить из собственного бюд-
бюджета 2005 ф.г. Однако для осуществления этих трансферов еще
требуется разрешение Конгресса.
3
РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ
Одним из основных элементов ТКС, определяющим ее важ-
важнейшие технико-эксплуатационные и экономические показате-
показатели, является двигательная установка. (Для одноразовых ракет
стоимость маршевых двигателей составляет примерно 50% от
стоимости всего изделия.) В связи с этим вопросам совершен-
ствования элементной базы двигателей как транспортных сис-
систем, так и космических аппаратов уделяется особое внимание.
В 1996 г. начались работы по межведомственной комплекс-
комплексной программе «Integrated High Payoff Rocket Propulsion
Technology Program» (IHPRPTP), направленной на создание но-
54 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
вых технологий для ракетных двигателей различных типов *. В ре-
результате проведения качественной модернизации силовых уста-
установок к 2010 г. предполагается вдвое увеличить грузоподъемность
ТКС, существенно сократив при этом затраты на их запуски.
В период 1996—2010 гг. на программу IHPRPTP намеча-
намечается израсходовать около 1,8 млрд долл., из которых 950 млн
долл. должны поступить из бюджета Министерства обороны,
450 млн долл. — от NASA, а остальные 400 млн долл. — от
промышленных компаний.
Подготовительные работы по проекту начались с рассыл-
рассылки специализирующимся на разработке реактивных двигате-
двигателей фирмам предложений по составлению собственного плана
развития двигателестроения ARPP (Advanced Rocket Propulsion
Plan). На основе полученных данных был составлен Нацио-
Национальный план развития ракетного двигателестроения NRPP
(National Rocket Propulsion Plan), который в общих чертах
определил сроки выполнения этапов программы и источники
финансового обеспечения работ.
Наиболее приоритетными направлениями исследований,
предусмотренных программой IHPRPTP, признаны следующие:
— двигательные установки средств выведения и разгонных
блоков;
— бортовые двигательные установки космических аппаратов;
— маршевые двигатели боевых систем.
Программа IHPRPTP, ведущая роль в реализации которой
принадлежит Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (база
ВВС Кертленд, шт. Нью-Мексико), разбита на три пятилетних
этапа. По завершении каждого из них предполагается добить-
добиться определенного улучшения основных технических показа-
показателей двигательных установок (табл. 1.1).
* Программа IHPRPTP продолжает серию американских крупно-
крупномасштабных инициатив по улучшению элементной базы авиационных
двигателей. Так, например, с середины 1980-х годов ведутся, и весьма
успешно, работы по программе «Integrated High Performance Turbine
Engine Technologies» (IHPTET), направленной на повышение энергети-
энергетических и экономических характеристик газотурбинных силовых уста-
установок. В 2000 г. была утверждена новая долгосрочная программа.
Versatile Affordable Advanced Turbine Engine (VAATE) с примерно схо-
схожими задачами. Однако в ходе реализации последнего проекта основ-
основное внимание будет уделяться повышению эксплуатационных харак-
характеристик ВРД, применяемых в боевой авиационной технике.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
55
Таблица 1.1
Поэтапное улучшение характеристик двигательных
установок, предусмотренное программой IHPRPTP
2000 г.
2005 г.
2010 г.
Средства выведения и разгонные блоки
Снижение уровня отказов
Повышение конструктивного
совершенства РДТТ
Повышение удельного импульса, с
Снижение стоимости конструкции
Снижение стоимости обслуживания
Повышение тяговооруженности ЖРД
Число полетов в составе МТКС
25%
15%
14
15%
15%
30%
20
50%
25%
21
25%
25%
60%
40
75%
35%
26
* 35%
35%
100%
100
Бортовые двигатели космических аппаратов
Повышение соотношен-ия суммарного
уд. импульса к общей массе двигателя
— для электростатических ЭРД
— для электромагнитных ЭРД
Повышение удельного импульса
— для двухкомпонентных двигателей
— для однокомпонентных двигателей
— для гелиотермических двигателей
Повышение конструктивного
совершенства гелиотермических
двигателей
20%
200%
5%
30%
10%
15%
35%
500%
10%
50%
15%
25%
75%
1250%
20%
70%
20%
35%
Двигательные установки тактических боевых систем
Повышение энергетических
характеристик
Повышение конструктивного
совершенства (без управления вектором
тяги и дросселирования)
Повышение конструктивного
совершенства (с управлением, вектором
тяги и дросселированием)
3%
2%
10%
7%
5%
20%
15%.
10%
30%
56 ЯШ» А. ШУМИЛИН
За счет улучшения характеристик двигательных устано-
установок на каждом этапе планируется получить определенный эко-
экономический эффект:
— 1 этап — 1996—2000 гг. При начальных затратах в
306 млн долл. экономия финансовых средств должна составить
6,3 млрд долл;
— 2 этап— 2001—2005 гг. Инвестиции— 428 млн долл.,
экономия — 12,6 млрд долл;
— 3 этап— 2006—2010 гг. Инвестиции— 490 млн долл.,
экономия — 18,8 млрд долл.
В целом к 2010 г. за счет разработки новых силовых уста-
установок ТКС стоимость выведения грузов в космос предполага-
предполагается снизить на 33%, а сроки активного существования спут-
спутников и их возможности по маневрированию на орбите увели-
увеличить на 45% и 500% соответственно.
К наиболее крупным проектам, которые выполняются в
рамках программы IHPRPTP, относятся следующие.
Проект Integrated Powerhead Demonstrator (IPD) предпола-
предполагает создание демонстрационного образца кислородно-водород-
кислородно-водородного двигателя тягой 113 т для перспективных МТКС. По срав-
сравнению с двигателем SSME системы «Спейс Шаттл» стоимость
обслуживания нового ЖРД, ресурс которого определен в 100 по-
полетов, планируется снизить в 10 раз. Степень дросселирования
тяги нового двигателя должна составить 5:1, что позволит эф-
эффективно его использовать и на верхних ступенях.
Для обеспечения заданных характеристик требуется созда-
создание новой элементной базы ЖРД, в первую очередь газогене-
газогенератора, работающего на смеси с избытком окислителя (что для
американского двигателестроения является нетрадиционным
решением), камеры сгорания и турбонасосных агрегатов пода-
подачи компонентов. По сравнению с ТНА окислителя двигателя
SSME при разработке турбонасосного агрегата нового ЖРД
намечается обеспечить 14%-ное снижение относительной мас-
массы, 9-кратное уменьшение числа сборочных элементов и 5-крат-
5-кратное снижение стоимости изготовления. Для ТНА горючего эти
показатели должны быть следующими: 33%-ное снижение от-
относительной массы, 7-кратное уменьшение числа сборочных
элементов и 4-кратное снижение стоимости.
Контракты на разработку демонстрационного образца но-
нового ЖРД были заключены в 1994 г. с фирмами «Rocketdyne»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ> 5 7
и «Aerojet». Первая из них занимается общей компоновкой
двигателя, а также проектированием ТНА и форсуночной го-
головки, вторая разрабатывает газогенераторы, камеру сгора-
сгорания и сопло.
Ключевыми вопросами обеспечения высокого ресурса дви-
двигателя IPD являются повышение износостойкости лопаток тур-
турбин и подшипников ТНА. Для решения первой проблемы фир-
фирма «Aerojet» проектирует газогенераторы, работающие при
меньших температурах, а компания «Rocketdyne» предпола-
предполагает использовать в ТНА гидростатические подшипники.
В конце 2003 г. подрядчики провели стендовые испытания
своих узлов; комплексные же испытания опытного образца
ЖРД должны состояться в 2005 гг. на технической базе Цент-
Центра Стенниса.
В итоге общие затраты на программу IPD должны соста-
составить 130 млн долл. Полученные в ходе ее реализации резуль-
результаты и технологии будут использоваться всеми участниками
проекта: ВВС, NASA и промышленными компаниями. В част-
частности, специалисты NASA рассматривают возможности уни-
универсального применения нового ЖРД: как на разгонных сту-
ступенях перспективных ТКС, так и в составе межпланетных пи-
пилотируемых аппаратов.
Проект «Advanced Expander Cycle Upper-Stage Engine»,
выполняемый фирмой «Pratt and Whitney», имеет цель созда-
создание нового кислородно-водородного ЖРД, работающего по так
называемому испарительному циклу (expander cycle). В подоб-
подобных двигателях, применяемых на верхних ступенях, ТНА при-
приводится в действие не газогенераторным газом, а газифициро-
газифицированным водородом, прошедшим «рубашку» охлаждения сопла.
Отсутствие такого элемента, как газогенератор,» значительно
упрощает конструкцию ЖРД и соответственно повышает его
надежность.
По сравнению с базовым изделием, выпускаемым назван-
названной фирмой, — двигателем RL-10A-3—ЗА, характеристики но-
новой модели должны существенно улучшиться: тяга возрасти с
7,5 т до 22,6 т, тяговооруженность — с 54 до 71 единицы, удель-
удельный импульс в вакууме — до 446 с, надежность — на 25—52%,
а стоимость изготовления при этом планируется снизить на 15%.
Одним из возможных путей обеспечения требуемых харак-
характеристик считается повышение эффективности охлаждения
58 ДИ^ А. ШУМИЛИН
камеры сгорания и сопла за счет применения нового конст-
конструкционного материала. Если эти элементы двигателя RL-
10 изготавливаются из стальных трубок, то для проектируе-
проектируемого ЖРД они разрабатываются из медного сплава PWA 1177,
усиленного дисперсией окисла (oxide-dispersion-strengthened
copper alloy). За счет лучшей теплопроводности при равной со
стальной «рубашкой» прочности этот сплав позволит увели-
увеличить давление в камере сгорания с 33 до 97 кг/см2.
Первые испытания опытного образца ЖРД, стоимость раз-
разработки которого оценивается в 25 млн долл., должны состо-
состояться после 2005 г.
Параллельно с освоением технологической базы по програм-
программе IHPRPTP фирма «Pratt and Whitney» ведет проектирова-
проектирование эксплуатационного образца нового двигателя. Первоначаль-
Первоначально рассматривался вариант создания модели RL-50 тягой 23 т,
то есть соответствующей экспериментальному изделию. Одна-
Однако позднее, вероятно с учетом тенденции увеличения массы
стационарных спутников связи, к разработке был утвержден
двигатель RL-60 тягой 27 т.
Важной особенностью проекта RL-60 является участие в нем
зарубежных организаций: шведской компании «Volvo Aero»,
разрабатывающей сопло с фрезерованными каналами охлаж-
охлаждения, японской фирмы «Ishikawajima-Harima Heavy Indu-
Industries» (IHI), ответственной за поставку турбонасосного агре-
агрегата подачи горючего, и российского Конструкторского бюро
«Химавтоматика», проектирующего турбонасосный агрегат
окислителя.
При успешном завершении проекта в 2005 г. фирма «Pratt
and Whitney» планирует предложить новый ЖРД для исполь-
использования в составе ракет «Атлас-5» и «Дельта-4».
В качестве примера проекта, полностью завершенного на
первом этапе программы IHPRPTP, можно привести создание
фирмой «Thiokol» модифицированного варианта твердотоплив-
твердотопливного двигателя «Кастор-120» (этот РДТТ с тягой 168 т в ваку-
вакууме применяется в настоящее время на первых ступенях ра-
ракет «Афина» и «Таурус», — см. Главу 6). Отличительными
особенностями нового двигателя, стендовые испытания кото-
которого были успешно проведены осенью 2000 г., являются: бо-
более легкий и дешевый корпус, изготовляемый, как и для ба-
базового изделия, из композиционных материалов, топливный
заряд с улучшенными энергетическими характеристиками, а
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ» 5 9
также усовершенствованная система управления тягой с но-
новым механизмом поворота сопла.
Дальнейшая работа фирмы «Thiokol» по программе
IHPRPTP будет связана с созданием укороченной (примерно
вдвое) модели двигателя «Кастор-120». Предполагается, что
такой РДТТ может найти применение в качестве верхней сту-
ступени различных ракет-носителей или разгонного блока КА,
выводимых на околоземную орбиту с помощью МТКС «Спейс
Шаттл».
В рамках программы IHPRPTP исследования в области со-
создания новых композиционных материалов рассматриваются
как отдельное направление работ. Специалистами Лаборато-
Лаборатории AFRL был освоен новый технологический процесс созда-
создания дешевых углерод-углеродных материалов. Помимо сокра-
сокращения времени производства с 6—8 недель до двух этот про-
процесс отличается от традиционного низкими рабочими
температурами A000 °С против 2400 °С), что позволит исполь-
использовать в составе композитов эффективные антикоррозийные
вставки из рения или керамики. Углерод-углеродные матери-
материалы с подобными добавками могут успешно применяться при
изготовлении термонагруженных элементов двигателя, в час-
частности сопла.
Одновременно с модернизацией элементной базы двигате-
двигателей ведутся работы по улучшению энергетических и эксплуа-
эксплуатационных характеристик используемых ракетных топлив (на-
(например, по повышению плотности гидразина и снижению его
токсичности), а также по созданию новых компонентов.
Определенные успехи были достигнуты при решении после-
последней задачи. Новое горючее — квадрициклен (quadricyclene) по
своим характеристикам существенно превосходит керосин RP-
1. В частности его удельный импульс на уровне моря составля-
составляет 307 с вместо 299 с, при удельном весе 0,95 против 0,8 его теп-
теплотворность на 22% выше. Кроме того, разработчики надеют-
надеются, что в перспективе стоимость производства квадрициклена,
который уже прошел испытания на ЖРД малой тяги, удастся
снизить по сравнению с обычным керосином в 10 раз.
Специализированное отделение Лаборатории AFRL успеш-
успешно провело работы по выделению редкого азотного катиона N5+,
который при добавке к определенным топливам позволит уве-
увеличить их удельный импульс до 440—445 с.
60 ЯИЬ» А. ШУМИЛИН
Программой IHPRPTP также предусмотрены исследования
по электро-ракетным двигателям. Компании «Atlantic Research»
и «Loral» занимаются усовершенствованием Холловского ЭРД
мощностью 4,5 кВт, предоставленного им российским КБ «Фа-
«Факел». Основной своей целью компании видят 20-процентное
увеличение отношения суммарного импульса к общей массе ЭРД.
Фирмы «Busek» « «Primex Aerospace» ведут разработку
холловского ЭРД мощностью 200 Вт, предназначенного для
использования в составе малых спутников. Наиболее сложной
проблемой в этом проекте считается создание компактных и
мощных ускоряющих систем.
В рамках программы IHPRPTP Лаборатория AFRL также
активно сотрудничает с фирмой «Adroit Systems Inc». (ASI),
занимающейся разработкой импульсных двигателей с детона-
детонацией топлива. Этой фирмой проектируются двигатели двух
типов: воздушно-реактивного с потреблением атмосферного
кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетного — PDRE
(Pulse Detonation Rocket Engine).
Первые силовые установки, работающие на углеводород-
углеводородном горючем, способны эффективно функционировать начи-
начиная от момента взлета до скоростей М=3—4, что делает их
особенно привлекательными для использования в составе бое-
боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в ос-
основном для космических полетов.
Цикл функционирования подобных установок предусмат-
предусматривает выполнение пяти основных этапов:
— подачу в камеру сгорания компонентов топлива и обра-
образование рабочей смеси,
— срабатывание детонирующего устройства (типа автомо-
автомобильной свечи зажигания),
— распространение ударной волны вдоль камеры сгорания
со скоростью несколько тысяч метров в секунду (для* обычно-
обычного ЖРД этот параметр оценивается на два порядка ниже),
— выброс продуктов горения,
— восстановление исходного давления в камере сгорания
перед подачей компонентов топлива.
Наиболее сложными проблемами создания таких двигате-
двигателей является обеспечение именно детонации топлива, а не его
скоростного горения. Наибольшую значимость при этом при-
приобретает стехиометрическое соотношение компонентов, размер
их капель и локальный коэффициент перемешивания.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
К основным преимуществам импульсных детонационных
двигателей относятся:
— высокие энергетические характеристики (удельный им-
импульс таких двигателей на 5—10% выше, чем у криогенных
ЖРД);
— простота конструкции и, соответственно, высокая надеж-
надежность (компоненты топлива подаются в камеру сгорания при
низком давлении, что позволяет отказаться от использования
ТНА и усиленных трубопроводов (некоторого упрочнения тре-
требует лишь камера сгорания, поскольку при микровзрыве дав-
давление в ней увеличивается в 18—20 раз));
— низкие затраты на производство (по удельной стоимос-
стоимости единицы тяги импульсные двигатели примерно в четыре
раза дешевле обычных турбореактивных силовых установок
E5 долл. за 1 кг тяги против 220 долл./кг);
— каскадность изменения уровня тяги (практически мгно-
мгновенный выход на рабочий режим и останов двигателя);
— широкие возможности по дросселированию тяги.
Заинтересованность в подобных двигательных установках
проявляют не только ВВС, но и NASA. Каждое из этих ве-
ведомств выделило на данный проект примерно по 1,5 млн долл.
Начиная с 1992 г. фирма ASI осуществила свыше 500 стен-
стендовых испытаний экспериментальных образцов двигателей
различных типов. В феврале 2000 г. на технической базе Ла-
Лаборатории AFRL фирма провела серию запусков шестикамер-
ного двигателя PDRE, работающего на газообразном кислоро-
кислороде и водороде. Компоновкой этого двигателя предусмотрено
кольцевое расположение камер сгорания, длина которых со-
составляла 90 см, а диаметр — 2,5 см.
В ходе испытаний, продолжительность которых составля-
составляла 10—30 с, детонация топлива в каждой камере сгорания
проводилась с периодичностью 0,01 с. Так как микровзрывы
в камерах выполнялись последовательно, то общая частота
импульсов двигателя достигала 600 Гц, что позволило обеспе-
обеспечить высокую стабильность основных характеристик изделия.
Кроме того, в ходе нескольких запусков фирма ASI провела
испытания двух типов сопел. В проектном отношении этот эле-
элемент является одним из самых сложных узлов двигателя, так
как требуется подобрать оптимальную форму для нескольких
режимов работы: сверхзвукового, дозвукового, а также режи-
режима «запирания» сопла, в условиях которого будет производить-
производиться заполнение камеры сгорания компонентами топлива.
62
А. ШУМИЛИН
Учитывая перспективность разработок импульсных дето-
детонационных двигателей, компания «Pratt and Whitney» в на-
начале 2001 г. выкупила у фирмы ASI ее отделение «Astronautics
and Aerosciences Div»., непосредственно занимающееся дан-
данной тематикой. На базе нового подразделения численностью
25 человек был создан специализированный центр — «Pratt and
Whitney Seattle Aerosciences Center».
Одним из первых проектов Центра стало создание экспе-
экспериментального пятикамерного двигателя PDE, первые стендо-
стендовые запуски которого состоялись в начале 2003 г. Испытания
установки с камерами диаметром 10 см и длиной 76 см прово-
проводились при скорости набегающего потока М = 2,5. Запатенто-
Запатентованный фирмой золотниковый распределительный клапан,
вращавшийся со скоростью 18 тыс. об/мин, обеспечивал пода-
подачу в каждую камеру сгорания рабочей смеси (этилена, кисло-
кислорода и атмосферного воздуха) с частотой 60 Гц. В ходе запус-
запусков испытывавшийся образец двигателя развил тягу 226—
272 кг (номинальное значение тяги при полете на высоте 15 км
должно составлять 680 кг). Второй этап стендовой отработки
был посвящен оценке эффективности общего (для всех пяти
камер) сопла двигателя.
Данный проект финансируется ВМС, которые планируют
использовать подобные силовые установки в составе крыла-
Испытания пятикамерного двигателя PDE
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <ДВ> 6 3
тых ракет и беспилотных летательных аппаратов. Кроме того,
детонационные двигатели могут стать составным элементом
комбинированных установок различных типов, например ис-
использоваться в качестве форсажной камеры ТРД (такая схема
позволяет снизить расход топлива на 10%).
Но наиболее приоритетной задачей проекта является со-
создание противокорабельной ракеты с крейсерской скоростью
полета М = 2,5—4 на высоте 12,2 км и дальностью действия
1300—1500 км. Согласно техническому заданию летные испы-
испытания опытной модели изделия с экспериментальным двига-
двигателем PDE должны состояться в 2006 г., чтобы спустя четыре
года принять систему на вооружение.
Учитывая сложность программы, специалисты ВМС при-
привлекли к ее реализации практически все организации, зани-
занимающиеся детонационными двигателями. Кроме компании
«Pratt and Whitney» в работах принимают участие компании
«United Technologies» и «Boeing Phantom Works».
Разработка маршевых двигателей для боевых ударных си-
систем является одним из важнейших направлений деятельнос-
деятельности компании «Pratt and Whitney». Наибольшая значимость
придается программе HyTech (Hypersonic Technology Program),
предусматривающей создание СПВРД, работающего на угле-
углеводородном горючем.
Целью данного проекта, финансируемого из бюджета ВВС,
является создание типовой двигательной установки, которая
могла бы применяться в составе различных крылатых ракет.
Для расчетов СПВРД были определены общие контрольные
параметры ударной системы: крейсерская скорость полета —
М = 7—8, дальность действия — 1350 км, вес боевой части —
«несколько сотен фунтов» A фунт равен 0,453 кг). Для раз-
разгона ракеты до скорости М = 4, когда можно производить
включение двигателя, должны использоваться стартовые ус-
ускорители.
Работы по программе HyTech ведутся с 1995 г.; предвари-
предварительные изыскания по проекту имели название «Hydrocarbon
Scramjet Engine Technology» (HySET). К 2003 г. затраты на
реализацию программы составили около 85 млн долл.
Согласно условиям заключенного с Лабораторией AFRL
контракта компания «Pratt and Whitney» должна разработать
и провести ориентировочно в 2005 г. серию стендовых запус-
запусков квалификационного образца СПВРД. Исходным техничес-
А. ШУМИЛИН
Расчетный вариант гиперзвуковой ракеты с СПВРД,
создаваемым по программе HyTech
ким заданием летные испытания изделия не предусматрива-
предусматривались. Однако компания настолько уверена в дальнейшем раз-
развитии проекта, что значительный объем опытных работ по
новой силовой установке финансирует из собственных фондов.
Созданию экспериментальных моделей двигателя HyTech
предшествовала большая работа по подготовке необходимой
элементной базы. В 1997—1999 гг. компанией «Pratt and
Whitney» было проведено около 700 стендовых испытаний ка-
камеры сгорания СПВРД, в ходе которых варьировались режи-
режимы подачи горючего; примерно такое же количество состави-
составило и число продувок воздухозаборников различной конфигу-
конфигурации. Подобные эксперименты выполнялись на собственной
технической базе фирмы, в Лаборатории GASL, Центре Глен-
на и других комплексах как гражданских, так и военных орга-
организаций.
Кроме того* компания «Pratt and Whitney» на собствен-
собственные средства изготовила экспериментальный СПВРД, работа-
работающий на этилене. Этот двигатель применялся в качестве дей-
действующего прототипа для расчета будущих моделей; при его
стендовых запусках скорость набегающего потока доводилась
до значения М=8.
Одновременно фирма «Pratt and Whitney» вела разработ-
разработку системы охлаждения СПВРД. В 1997 г. начались экспери-
эксперименты с фрагментом стенки двигателя с теплообменными труб-
трубками. Изготовленный из никелевого сплава образец размером
15 х 38 см подвергался тепловым нагрузкам, соответствующим
реальным. Общая продолжительность этих испытаний соста-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Mfc 6 5
вила 160 с. Позднее были подготовлены и успешно испытаны
две панели размером 15x76 см, их суммарная наработка до-
достигла 78 мин. Затем начались эксперименты с полномасш-
полномасштабной стенкой СПВРД длиной 1,9 м.
В 2001—2002 гг. были проведены акустические и динами-
динамические испытания штатной камеры сгорания длиной 60 см и
шириной 22,8 см, отработаны распределительные клапана по-
подачи топлива, секция с инжекторами и прочие компоненты.
Первый этап испытаний экспериментального образца
СПВРД с задачами подтверждения работоспособности изде-
изделия был успешно проведен в начале 2001 г. Модель, полу-
получившая обозначение РТЕ (Performance Test Engine), представ-
представляет собой СПВРД с неизменяемой геометрией проточной
части. Основными его элементами являются поверхность сжа-
сжатия перед воздухозаборником, изолятор для стабилизации
скачков уплотнения (an isolator to control shocks), камера
сгорания и сопло.
Общая длина двигателя РТЕ составляет 3,07 м, без пере-
передней и сопловой частей, которые будут элементами летатель-
летательного аппарата, — 1,9 м. По длине модель соответствует штат-
штатному изделию, поперечный же размер был уменьшен с рас-
расчетных 22,8 см до 15,2 см. Система охлаждения в двигателе
РТЕ не предусматривалась, поэтому большая часть его конст-
конструкции изготовлялась из теплоемкой меди. При этом масса
изделия составила 900 кг.
Для создаваемой силовой установки выбрано углеводород-
углеводородное горючее JP-7. Это топливо, специально разработанное для
высокоскоростного самолета SR-71, отличается стабильными
характеристиками, нетоксичностью и рядом других преиму-
преимуществ, важными при использовании на боевых аппаратах.
Однако в чистом виде оно не применимо в СПВРД, так как
его достаточно крупные молекулы не обеспечивают нужную
скорость горение. Поэтому перед подачей в камеру сгорания
топливо подвергается «крекингу» — расщеплению длинных
углеводородных цепей на более мелкие, обладающие повышен-
повышенными теплотворными характеристиками. В штатном СПВРД
эта реакция будет протекать в теплообменниках системы ох-
охлаждения изделия. Но поскольку таковая в модели РТЕ от-
отсутствовала, то горючее подавалось в камеру сгорания после
подогрева в специальном реакторе мощностью 1 МВт.
3- 1179 Шумилин
66 ДИЬ> А. ШУМИЛИН
В ходе запусков, проводившихся на стенде Leg-б Лабора-
Лаборатории GASL (вкл. 13), двигатель РТЕ продемонстрировал ус-
устойчивые рабочие характеристики при скоростях М=4,5—6,5.
С августа 2002 г. до середины 2003 г. ВВС и фирма «Pratt
and Whitney» вели отработку усовершенствованного СПВРД
модели GDE-1 (Ground Demonstrator Engine). По своим пара-
параметрам данная установка существенно приближена к летному
изделию: изготовленный из никелевых сплавов двигатель мас-
массой около 70 кг оснащен системой охлаждения воздушного
канала, ширина которого составляет 22,8 см.
Однако и в этой модели была предусмотрена раздельная
подача топлива в систему охлаждения и камеру сгорания (че-
(через внешний нагреватель). Такая схема необходима для оцен-
оценки химических свойств прошедшего теплообменники компо-
компонента и точного определения теплового баланса установки.
В целях снижения риска при первых запусках двигатель ра-
работал в переохлажденном состоянии, то есть количество про-
прогоняемого через «рубашку» охлаждения топлива намного пре-
превышало потребную величину, необходимую для охлаждения
конструкции и поддержания эффективного горения. После
каждого эксперимента проводилась дефектоскопия сварных
швов СПВРД и общая проверка герметичности воздушного
тракта.
В общей сложности в течение года было выполнено около
60 запусков двигателя GDE-1 с максимальной продолжитель-
продолжительностью работы до 20 с. Примерно в 50 из них скорость набега-
набегающего потока доводилась до значения М — 4,5, в остальных
имитировался полет со скоростью М = 6,5. На анализ полу-
полученных результатов, в целом признанных положительными,
и подготовку к заключительному этапу программы HyTech от-
отводится примерно год.
В 2005 г. должны начаться испытания двигателя GDE-2,
практически полностью соответствующего летному изделию.
Важной особенностью -этой модели станет изменяемая геомет-
геометрия воздухозаборника. Кроме того, СПВРД будет оснащаться
штатной системой подачи топлива через «рубашку» охлажде-
охлаждения, а также автоматизированной системой управления рабо-
работой Fadec (Full Authority Digital Engine Control), используе-
используемой в двигателе F119. Квалификационные испытания модели
будут проводиться уже в Центре Лэнгли — в высокотемпера-
высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ЯЖ- 67
Tunnel), позволяющей поддерживать устойчивый высокоско-
высокоскоростной напор в течение 30 с.
, Основываясь на достаточно успешном выполнении экспе-
экспериментов с двигателем GDE-1, представители Лаборатории
AFRL и фирмы «Pratt and Whitney» выступили с предложе-
предложением о создании летного образца данного СПВРД и проведе-
проведении его испытаний в составе опытной ракеты. В качестве обо-
обоснования ими было приведено то обстоятельство, что модель
GDE-2 с изменяемой геометрией воздушного канала предна-
предназначается в основном для маневренных аппаратов и разгон-
разгонных ступеней будущих МТКС, относящихся к области интере-
интересов NASA. Отработанная же модель GDE-1 наиболее эффек-
эффективна в боевых ударных системах.
В конце 2003 г. после изучения предложений с компания-
компаниями «Pratt and Whitney» и «Boeing Phantom Works» был за-
заключен годовой контракт стоимостью 7,7 млн долл. на проек-
проектирование экспериментальной ракеты с углеводородным
СПВРД. При этом было рекомендовано широко использовать
задел, освоенный последней фирмой по программе ARRMD
(о ней см. ниже).
Предлагаемая ракета, официально названная EFSEFD
(«Endothermically Fueled Scramjet Engine Flight
Demonstrator» — «Летный демонстратор с СПВРД на подогре-
подогретом горючем»), имеет ^ печати также и другие обозначения:
SED-WR («Scramjet Engine Demonstrator— WaveRider», что
примерно переводится как «Ракета с СПВРД — Бегущая по
волнам» из-за сходства по форме с доской для серфинга), или
просто «WaveRider» (вкл. 14).
Технологически изделие длиной 4,2 м делится на три от-
отсека: носовой, центральный и хвостовой; первые два планиру-
планируется изготовить из алюминия, последний — из титанового спла-
сплава. Вся внешняя поверхность будет покрываться абляционной
теплозащитой. В качестве разгонного блока ракеты EFSEFD
предполагается использовать твердотопливную тактическую
ракету ATACMS. При общей длине 7,2 м (с учетом переходни-
переходника в 1,2 м) масса сборки составит 1,7 т.
Летные испытания намечается проводить над тихоокеанским
полигоном Пойнт-Мугу. После взлета с базы Эдвардз самолет В-
52Н поднимется на высоту 10,7 км и при скорости М = 0,85 сбро-
сбросит ракету. Ускоритель должен будет разогнать изделие до ско-
скорости М = 4,5 на высоте около 20 км. В дальнейшем предусмат-
68
А. ШУМИЛИН
ривается отделение ракеты и запуск ее двигателя; активный уча-
участок полета изделия продлится несколько минут, в течение ко-
которых скорость должна будет увеличиться до М=б—7. Учиты-
Учитывая важность испытаний, специалисты изучают возможности
спасения ракеты с помощью парашютной системы.
По предварительным планам, в 2007—2008 гг. может со-
состояться 5—8 полетов ракеты EFSEFD. Общие затраты на всю
программу летных испытаний оцениваются в 140 млн долл.
Благодаря успешному ходу работ по программе HyTech к
создаваемому СПВРД проявили интерес сначала компания
«Boeing», а позднее NASA. Первая организация привлекла фир-
фирму «Pratt and Whitney» к разработке гиперзвуковой ракеты
ARRMD, a NASA планирует использовать аналогичный двига-
двигатель на экспериментальном аппарате Х-43С, описание которого
приводится в разделе «Программа NASP и ее развитие».
В рамках проекта ARRMD (Advanced/Affordable Rapid
Response Missile Demonstrator), курируемого Управлением
DARPA, компания «Boeing» ведет разработку высокоскорост-
высокоскоростной боевой системы для оперативного нанесения ударов по то-
точечным и мобильным целям. Первоначально ею были подго-
подготовлены предложения по двум ракетам с разными силовыми
установками: с СПВРД фирмы «Pratt and Whitney» и с двух-
режимным прямоточным двигателем, который разрабатыва-
разрабатывается фирмой «Aerojet» по заказу Исследовательского управ-
управления BMCONR в рамках программы «Hypersonic Weapon
Technology Program».
В 1999 г. Управление
DARPA, несмотря на более
высокий технический риск,
выбрало для дальнейшей про-
проработки первый проект.
Зарубежные публикации
сообщают о следующих требо-
требованиях к ракете ARRMD:
— скорость полета — М=6;
— дальность действия —
Конкурсные предложения по "UU км;
программе ARRMD: ракета — скорость подхода к
с двухрежимным ПВРД (слева) Дели — не менее 1,2 км/с;
и ракета с СПВРД, создаваемым —- точность поражения
по программе HyTech цели — 10 м;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^»» 6 9
— стартовая масса (с разгонным блоком) — 0,9—1,1 т;
— масса боевой части — 113 кг.
Ракету ARRMD намечается применять как с авиационных,
так и с наземных или морских средств, в том числе и с под-
подводных лодок. Время осуществления запуска после ввода по-
полетного задания не должно превышать 2 мин, также требует-
требуется обеспечить возможность уточнения координат цели уже в
полете. Для разгона изделия до скоростей М = 4—5 будут при-
применяться два твердотопливных двигателя. Автономный полет
ракеты с наведением по сигналам с навигационных спутников
GPS должен осуществляться по волнообразной траектории на
высоте около 30 км.
Первые летные испытания экспериментального образца
ракеты ARRMD могут состояться в 2007-—2008 гг. в рамках
программы EFSEFD.
Проект штатного изделия, который может быть принят на
вооружение не ранее 2010 г., еще будет уточняться, но Управ-
Управление DARPA уже определило его экономические показатели:
стоимость изготовления одной ракеты ARRMD при объеме за-
заказа 3000 штук не должна превышать 200 тыс. долл.
Наряду с крупными проектами, направленными на созда-
создание прототипов будущих ударных систем, Управление DARPA
активно занимается и «малыми формами».
Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструктор-
Опытно-конструкторского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering
Development Center), входящего в структуры ВВС, специалис-
специалисты Управления совместно с представителями Лаборатории
GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты-
снаряда, оснащенной СПВРД (вкл. 15). Входе одного из ис-
испытаний удалось произвести включение двигателя, развивше-
развившего расчетную тягу. Таким образом, после подготовительных
двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены
практические данные о работе подобных силовых установок в
условиях реального гиперзвукового полета.
Активно-реактивный снаряд диаметром 102 мм и длиной
около 50 см изготавливался из титана. Запуски изделия, мас-
массовые характеристики которого в печати не приводились, вы-
выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пуш-
пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10 000 g разгон
модели до скорости М = 7,1. После выхода из ствола пушки
длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работаю-
70 ЯВ» А, ШУМИЛИН
щим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в
80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько раз-
разреженной атмосферой.
Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшим в
качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости
под давлением 70,4 кг/см2. Выбор типа горючего был обуслов-
обусловлен тем, что в отличие от водорода подача этого более плотно-
плотного компонента в камеру сгорания не требовала особой регули-
регулировки.
Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации про-
проекта ракеты-снаряда предусматривают проведение серии более
сложных испытаний изделия. При их выполнении предполага-
предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем,
чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигателя
в течение не менее 1, 2 с. В этих целях снаряд будет оснащать-
оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками дав-
давления в камере сгорания и т.п. Вдоль трассы полета длиной
230—300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикуляр-
перпендикулярных плоскостях планируется установить специальную фотоап-
фотоаппаратуру для проведения видовой съемки.
Разработанный снаряд представляет собой 20%-ную модель
перспективной ракеты, которая может найти самое широкое
применение, в том числе и для доставки в космос мини-спут-
мини-спутников. По предварительным оценкам, использование назем-
наземных ускоряющих систем и экономичных ВРД позволит повы-
повысить относительную массу полезного груза до 0,7. Однако для
осуществления подобных запусков потребуются более мощные
разгонные средства.
Работы по газодинамическим пушкам весьма интенсивно
велись в первой половине 1990-х годов с целью создания средств
перехвата баллистических ракет по программе «Strategic
Defense Initiative» — СОИ («Стратегическая оборонная инициа-
инициатива»). В рамках проекта SHARP («Super High Altitude
Research Project» — «Проект сверхвысотных исследований»)
специалистами Лаборатории LLNL была собрана и испытана
двухступенчатая газовая пушка, рассчитанная на разгон сна-
снаряда массой 5 кг до скорости 4 км/с (при вертикальном вы-
выстреле с такими начальными условиями снаряд поднимется
на высоту 450 км).
Данная установка представляла собой сборку нагнетатель-
нагнетательного цилиндра длиной 82 м и диаметром 35,5 см, казенной
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
71
И5ПШНИ1М
Высокоскоростная
газовая пушка
части с камерой высокого дав-
давления и ствола калибра
102 мм и длиной 47 м. Отли-
Отличительной особенностью уста-
установки от предшествовавших
образцов являлось перпенди-
перпендикулярное расположение на-
нагнетательного цилиндра и
ствола, что позволяет легко и
в широком диапазоне менять
угол возвышения.
Работа пушки начинается
с воспламенения в оконечной
части нагнетательного цилин-
цилиндра метана, продукты горения
которого приводят в движение стальной поршень массой 1 т
(для компенсации отката в обоих концах цилиндра имеются
два противовеса массой по 100 т, скользящих по рельсовым
направляющим). При движении к казенной части поршень
производит сжатие закаченного в цилиндр водорода. После
того как в рабочей камере давление достигнет величины
2000 кг/см2, срабатывает затвор, перекрывающий пусковую
часть ствола, и водород начинает разгон снаряда.
При полигонных испытаниях пушки использовались ак-
активно-реактивные снаряды с СПВРД, работающими на водо-
водороде. Однако в ходе выполненной в 1996 г. серии эксперимен-
экспериментов штатного запуска двигателя добиться не удалось.
Наиболее сложным в производстве элементом самой пуш-
пушки SHARP стала камера высокого давления общей массой 40 т.
Для ее изготовления использовалась высоколегированная сталь
AF-1410 с добавками кобальта и никеля. Сборка камеры, рас-
рассчитанной на давление 4200—6300 кг/см2, осуществлялась
методом горячей посадки набора нескольких концентрических
цилиндров с натягом 0,5—1,8 мм.
Для обеспечения запусков космических аппаратов потре-
потребуются более мощные средства разгона, чем созданная в Ла-
Лаборатории -LLNL пушка. Поэтому последнюю установку пред-
предполагалось использовать для решения задач кинетического
поражения высокоскоростных целей. После закрытия про-
программы СОИ работы по данной тематике были переориенти-
переориентированы на подготовку элементной базы, которая позволит
72 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
снизить температурные и динамические нагрузки при запус-
запуске снарядов.
Наиболее эффективными нововведениями в конструкции
подобных пушек рассматривались альтернативные устройства
нагрева и подачи рабочего газа в разгонный ствол. Один из
проектов предусматривал разогрев водорода тепловыделяющи-
тепловыделяющими элементами — керамическими гранулами размерами 300—
400 мкм, способными в малом объеме накапливать значитель-
значительное количество энергии (до 1000 МДж/м3). При взаимодействии
с такими элементами температура водорода может быстро воз-
возрасти до 1230 °С; тогда как значение давления будет в преде-
пределах 1000—1400 кг/см2.
В качестве другого варианта упрощения разгонных устано-
установок предлагалось использовать электродуговые нагреватели во-
водорода с каскадной его подачей в ствол вслед разгоняющемуся
снаряду. Важной особенностью подобной схемы, как и преды-
предыдущей, является отсутствие нагнетательной трубы и относитель-
относительно низкое рабочее давление в стволе. Созданный фирмой «GT-
Devices* экспериментальный образец такой установки в лабо-
лабораторных условиях обеспечил разгон снарядов массой 1,8 г до
скорости 7 км/с, а массой 10 г до скорости 4,6 км/с.
Как уже отмечалось, военно-морское ведомство также ведет
НИОКР по гиперзвуковым ударным системам (при этом для кон-
консультаций и проведения независимых экспертиз к реализации
проектов активно привлекаются специалисты сторонних органи-
организаций, в первую очередь из ВВС). В середине 1990-х годов после
ряда концептуальных исследований типа «High Speed Strike
System» (HiSSS) ВМС сформулировали общие требования к перс-
перспективным ударным системам: дальность действия— 1100 км,
скорость полета — М = 3,5—7, проникающая способность 5,4—
11м железобетона, принятие на вооружение — 2006—2010 гг.
Выдвинутым требованиям вполне может соответствовать
создаваемая по заказу Исследовательского управления
ВМС ONR (Office of Naval Research) ракета «Fasthawk» с пря-
прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД). Работы
по проекту начались в конце 1996 г.; головным разработчи-
разработчиком изделия стала корпорация «Boeing».
В соответствии с техническим заданием новая ударная си-
система должна иметь следующие характеристики:
— длина (с разгонным блоком) — 6,4 м;
— диаметр — 0,52 м;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
73
— стартовая масса (с разгонным блоком) — 1,54 т;
— масса разгонного блока — 634 кг;
— масса топлива (керосин JP-10) — 445 кг;
— масса боевой части — 317 кг;
— крейсерская скорость полета — М = 4;
— высота полета — 21 км;
— дальность действия — 1260 км;
— стоимость изготовления одного изделия — 350 тыс. долл.
' Отличительной особенностью ракеты «Fasthawk» является
цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; по-
подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера,
существенно снижает аэродинамическое сопротивление и ра-
радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по
тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем по-
поворота двигательного отсека, по крену — рулями, установлен-
установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с централь-
центральным телом.
Первоначально летные испытания экспериментального об-
образца ракеты «Fasthawk» намечалось провести в 1999—
2000 гг., однако, технические сложности с созданием силовой
установки, теплозащиты и системы наведения, использующей
наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со
спутников GPS, вынудили ВМС отложить демонстрационные
запуски на более поздний срок.
6
Компоновка ракеты Fast hawk:
1 — воздухозаборник, 2 — кольцевой бак горючего, 3 — боезаряд,
4 — система управления вектором тяги, 5 -1- разгонный блок,
6 — ПВРД, 7 — ТНА, 8 — системы управления и наведения
Больших успехов специалисты Управления ONR добились
при создании двухрежимного ПВРД, разработка которого с
1997 г. велась в рамках программы HWTP («Hypersonic Weapon
Technology Program»). После начала в 2002 г. стендовых ис-
74 Jfc» А. ШУМИЛИН
пытаний опытных изделий проект стал называться HyFly
(«Hypersonic Flight» — «Гиперзвуковой полет»). Кроме того,
к работам присоединилось Управление DARPA, когда-то от-
отклонившее предложение по ракете ARRMD с двухрежимным
двигателем.
По своим техническим характеристикам данные силовые
установки занимают промежуточное положение между обыч-
обычным прямоточным двигателем и СПВРД. Двигатели первого типа
имеют достаточно простую конструкцию, но эффективность их
применения ограничена скоростями М=3—5. СПВРД теорети-
теоретически способны обеспечивать полет до скоростей свыше М=20,
но их включение можно производить при достаточно высоких
скоростях — около М=4. Кроме того, они отличаются сложной
системой подачи топлива в камеру сгорания (на образование
горючей смеси в сверхзвуковом потоке отводится менее 1 мс),
зачастую требуют охлаждения конструкции и прочее.
Двухрежимные ПВРД, по упрощенному определению за-
зарубежных специалистов, функционируют по схеме с дожига-
дожиганием «газогенераторного газа». Такая силовая установка име-
имеет два воздушных тракта; в одном из них происходит сжатие
и торможение потока перед дозвуковой камерой сгорания, пос-
после которой струя пламени с избытком горючего попадает в
зону сверхзвукового горения второго тракта. Оснащенные та-
такими двигателями летательные аппараты способны развивать
скорость до М=6,5.
Несмотря на относительно невысокие (в сравнении с
СПВРД) энергетические характеристики, двухрежимные дви-
двигатели обладают рядом важных преимуществ. Например, их
запуск можно производить при меньшей скорости полета (около
М=3), а это снижает массу и габариты разгонных блоков, мень-
меньшие тепловые нагрузки позволяют отказаться от системы
охлаждения изделия, увеличив при этом продолжительность
его работы, и т.п.
Концепция двухрежимного ПВРД была предложена в на-
начале 1970-х годов специалистами Лаборатории прикладной
физики APL (Applied Physics Laboratory) Университета Джон-
Джонса Хопкинса; в настоящее время эта организация является тех-
техническим консультантом проекта HyFly. Непосредственной
разработкой двигательной установки занимается фирма
«Aerojet», головным подрядчиком по программе HyFly опять-
таки стала компания «Boeing Phantom Works».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
75
В соответствии с подписанным весной 2002 г. контрактом
стоимостью 92,4 млн долл. корпорация «Boeing» должна к
2005—2006 гг. подготовить к летным испытаниям 11 опытных
образцов ракеты HyFly. Для разгона изделия до скорости вклю-
включения маршевого двигателя должны использоваться твердо-
твердотопливные ускорители. Длина ракеты, оснащенной небольши-
небольшими стабилизаторами, ограничена 4,27 м, диаметр — 0,48 м, мас-
масса боевой части оценивается в «несколько сотен фунтов».
Ударная система HyFly проектируется в двух модифика-
модификациях: морского базирования (на надводных кораблях и под-
подводных лодках) и воздушного старта с самолетов F-18. В пер-
первом случае ее длина вместе с разгонным блоком составит 6,5 м,
стартовая масса — 1,72 т, а дальность действия — 1100 км; для
второго варианта эти параметры определяются 4,65 м, 1т и
720 км соответственно.
Ракета HyFly должна ком-
комплектоваться системой наведе-
наведения по сигналам со спутников
GPS. Кроме того, предусмат-
предусматривается канал радиосвязи
для оперативного изменения
полетного задания уже после
запуска изделия.
Значительную часть полу-
полученных по контракту средств
D3 млн долл.) корпорация
«Boeing» передала фирме
«Aerojet» на поставку двига-
двигателей для ракеты HyFly.
Объем заказа составил 14 из-
изделий, часть из которых пред-
предназначаются для стендовой
отработки.
В связи с жесткими габа-
габаритными ограничениями маршевый двигатель полностью ин-
интегрирован в цилиндрический корпус ракеты. ПВРД, работа-
работающий на углеводородном горючем JP-10, оснащается цилинд-
цилиндрическим шестисекционным воздухозаборником, два канала
которого направляют воздух в центральную дозвуковую каме-
камеру, остальные обеспечивают за этой камерой периферийное
сверхзвуковое горение.
Запуск ракеты HyFly с корабля
76 ЯНЬ» А, ШУМИЛИН
Летом 2002 г. в высокоскоростной аэродинамической тру-
трубе Центра Лэнгли была успешно проведена серия продувок
полномасштабной модели ракеты с экспериментальной сило-
силовой установкой. Входе испытаний, выполнявшихся при сво-
свободном обтекании модели, двигатель развил тягу, соответству-
соответствующую расчетной, и продемонстрировал устойчивую работу при
скорости набегающего потока М = 6—6,5 и при изменении угла
атаки в пределах 0—5°.
Опытный образец двигателя не имел системы охлаждения
и изготавливался из никелевого сплава. Основным конструк-
конструкционным материалом для штатного изделия станут матрич-
матричные композиты из керамики; число сборочных узлов не долж-
должно превысить десяти элементов. Сама ракета Ну Fly должна
иметь цельнолитый титановый корпус. Подобная технология
отрабатывается Управлением DARPA для ракет ARRMD.
На следующем этапе фирма «Aerojet» планирует провести
контрольные испытания двухрежимного ПВРД при запусках
высотных ракет. По их результатам будет санкционировано
начало демонстрационных полетов разрабатываемой системы.
Запуски экспериментальных ракет HyFly предполагается
осуществлять с борта самолета F-4 на высоте 10 км и при ско-
скорости полета М = 0,85. Первые три испытания отводятся отра-
отработке системы сброса ракеты и оценке работоспособности раз-
разгонных блоков. В последующем ракета HyFly убудет совершать
самостоятельные полеты с постепенным увеличением скорости
с М=4 до М=6 на высоте 27 км. При нескольких стартах наме-
намечается провести испытания отделения от ракеты боевой части.
Высокий приоритет и технический риск, которыми отли-
отличаются проекты ARRMD и HyFly, не умаляют значимости стои-
стоимостных показателей создаваемых ударных систем. Экономи-
Экономическим аспектам разработки и эксплуатации перспективных
силовых установок ракет различного назначения уделяется
военными специалистами все большее внимание.
Значительные успехи в решении данной проблемы были
достигнуты в рамках проекта «Scorpius» («Скорпион»), пре-
предусматривающем создание кислородно-керосиновых ЖРД
упрощенной конструкции. В ходе реализации этого проекта,
выполняемого компанией «Microcosm» по заказу Лаборатории
AFRL и Управления противоракетной обороны BMDO (Ballistic
Missile Defense Organisation), разрабатываются жидкостные
ракетные двигатели, по затратам сопоставимые с РДТТ.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДК 7 7
Так, например, стоимость таких ЖРД тягой 2,26 т опреде-
определена в 5000 долл. Столь низкие затраты обеспечиваются за счет
изготовления камеры сгорания и сопла из композиционных
материалов на основе углеродной ткани, а использование при
этом абляционной теплозащиты в сочетании с пленочным ох-
охлаждением корпуса позволяет отказаться от дорогостоящей
регенеративной системы.
Объемы финансирования программы «Scorpius» со сторо-
стороны военного ведомства после некоторого всплеска в 1998 г.
A0 млн долл.) в последнее время находятся на уровне 5 млн
долл. в год. В соответствии с заключенными контрактами, ком-
компания «Microcosm» должна спроектировать целое семейство
типовых ЖРД тягой 9 т, 36 т и 145 т. К 2004 г. фирма изгото-
изготовила и провела стендовые испытания свыше трех десятков дви-
двигателей тягой от 2,26 т до 18 т.
На базе ЖРД «Scorpius» компания «Microcosm» планиру-
планирует создать несколько дешевых высотных ракет, а позднее и
несколько ракет-носителей, которые при стоимости запуска в
1,5—2,5 млн долл. позволили бы выводить на низкие около-
околоземные орбиты грузы массой до 300 кг.
(Существенного сокращения затрат предполагается также
добиться за счет широкого использования в конструкции ра-
ракет композиционных материалов. Компания пытается освоить
соответствующие технологии даже для производства баков
жидкого кислорода — такие емкости на порядок дешевле и
на 60% легче алюминиевых аналогов. Опытный образец крио-
криогенного бака, изготовленного из углепластика без металличес-
металлического армирования, был испытан в июне 2000 г. при запуске
высотной ракеты.)
По опубликованным данным, стоимость высотной ракеты
SR-S (Sounding Rocket-Small), оснащенной двигателем тягой
2,26 т, оценивается в 99 тыс. долл., ракеты SR-1, укомплек-
укомплектованной двумя такими ЖРД, составит 295 тыс. долл.
Ракета-носитель «Mini-Lift» стоимостью 875 тыс. долл.
рассчитывается на выведение на низкую орбиту грузов массой
100 кг, ракета «Sprite» — на запуски спутников массой 317 кг.
Грузоподъемность четырехступенчатой ракеты «Liberty Light
Lift» должна составить 1 т. В составе последней транспортной
системы с общей массой 71,7т предполагается использовать
семь типовых ракетных блоков, каждый из которых комплек-
комплектуется семью двигателями «Scorpius». Ракета «Exodus Medium
78 ДИи» А. ШУМИЛИН
Lift» стоимостью 8,5 млн долл. должна обеспечить выведение
в космос грузов массой до 6,8 т.
Несмотря на определенные технические проблемы и свя-
связанные с ними отсрочки, компания «Microcosm» постепенно
воплощает свои планы. В январе 1999 г. состоялся успешный
запуск ракеты SR-S, а в марте 2001 г. ракеты SR-1, также
имеющей обозначение SR-XM. Запуск последней модели, рас-
рассчитанной на достижение высоты 160 км с грузом массой
450 кг, выполнялся по заказу Управления DARPA (в ходе по-
полета проводились испытания экспериментальных блоков с
микродвигателями).
На 2005 г. запланирован повторный старт ракеты SR-1. В це-
целях привлечения заказчиков, в первую очередь из военного ве-
ведомства, он будет финансироваться из средств разработчика.
Затем должен последовать полет высотной ракеты SR-2 с дви-
двигателем тягой 9,1 т.
К первому космическому запуску, вероятно, будет готовить-
готовиться трехступенчатая ракета «Sprite», поскольку эта транспорт-
транспортная система высотой 15 м привлекла внимание руководство
программы ORS, имеющей задачу создание средств оператив-
оперативного запуска малых спутников. Стоимость реализации проек-
проекта «Sprite» в течение трех лет оценивается в 90 млн долл.
Прогресс в области электроники и механических устройств
позволяет существенно снизить массу космических аппаратов.
Прогнозы развития спутниковых систем военного назначения
допускают развертывание в
ближайшем будупфм различ-
различных орбитальных группировок,
состоящих из 40—200 спутни-
спутников массой до 100 кг.
Учитывая подобные тен-
тенденции, сразу несколько во-
военных организаций присту-
приступили к проектным исследова-
исследованиям по средствам выведения
и межорбитальной транспор-
транспортировки аппаратов такого
класса.
По пути максимального
использования имеющегося
Ракета-носитель Sprite научно-технического задела
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯЕ» 7 9
пошли специалисты Лаборатории AFRL. В рамках програм-
программы MSLV («MicroSatellite Launch Vehicle» — «Ракета для мик-
микроспутников») ими изучаются возможности запуска ракеты-
носителя с борта истребителя F-15E — подобная авиационно-
космическая система была успешно испытана в середине
1980-х годов при отработке противоспутникового оружия.
Созданные тогда по программе ASAT («AntiSatellite») двух-
двухступенчатые ракеты ASM-135 имели массу 1,18 т.
Для выведения КА проектируется трехступенчатая ракета
длиной 6,7 м и диаметром 1,27 м. При стартовой массе 4,53 т
такая транспортная система обеспечит выведение на орбиту
высотой 225 км спутников массой 100 кг; размеры отсека по-
полезного груза определяются диаметром 76 см и длиной 91 см,
что примерно соответствует габаритам типового спутника ви-
видовой разведки с низким разрешением.
Базирование истребителя F-15E на обычных аэродромах
позволит производить запуски в течение 48 час. После взлета
и дозаправки над океаном самолет начнет подъем; ракету-но-
ракету-носитель предполагается отделять на высоте 11,6 км при скоро-
скорости М= 1,7.
Несмотря на то что проект MSLV находится на стадии кон-
концептуальной проработки, в 2005 г. планируется провести кон-
контрольные полеты истребителя с макетом ракеты.
Аналогичные исследования ведет и Управление DARPA.
В начале 2002 г. оно приступило к НИОКР по транспортной
системе Rascal («Responsive Access Small Cargo Affordable
Launch»), которая предназначается для оперативного запуска
спутников массой 75—100 кг. Новое средство выведения пла-
планируется комплектовать многоразовой первой ступенью само-
самолетного типа и двумя одноразовыми ракетными блоками.
Реализация программы Rascal, являющейся, по мнению
зарубежных обозревателей, своеобразной прелюдией к созда-
созданию модели системы «HyperSoar», разбита на следующие эта-
этапы. В ходе первого из них, который длился практически весь
2002 г., проводилась общая оценка реализуемости проекта.
В этих работах участвовало шесть промышленных компаний:
«Coleman Research», «Northrop Grumman Unmanned Systems»,
«Space Launch», «Space Access», «Delta Velocity» и «Pioneer
Rocketplane»; с каждой из них были заключены контракты
стоимостью в 1—2 млн долл.
80
А. ШУМИЛИН
Затем Управление DARPA планировало продолжить работы
с двумя подрядчиками по контрактам стоимостью 10—12 млн
долл. каждый. Однако весной 2003 г. было решено ограничить-
ограничиться проработкой одного варианта ТКС, предложенного фирмой
«Space Launch». Продолжительность работ второго этапа про-
программы, общая стоимость которой оценивается в 88 млн долл.,
составит 18 месяцев, и в конце 2004 г. Управление планиро-
планировало принять окончательное решение о создании летного об-
образца системы и проведении в 2006 г. двух испытательных
пусков.
Для пилотируемой системы Rascal предусматривается при-
примерно та же схема эксплуатации, что и для вышеописанного
истребителя F-15E. Однако за счет использования более мощ-
мощной первой ступени отделение одноразовой РН с полезным гру-
грузом будет производиться за пределами атмосферы — на высо-
высоте около 60 км.
Подобные возможности планируется обеспечить за счет
применения на крылатой ступени модернизированных ТРДД
Транспортная система Rascal
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЕ. 81
с системой охлаждения MIPCC (Mass Injection Pre-Compressor
Cooling). Данная система предполагает инжекторный впрыск
вспомогательного рабочего тела (воды, жидкого воздуха или
кислорода) в двигательный тракт перед компрессором. Пода*
ча такого хладагента не только позволит существенно снизить
температуру горячей части ТРДД, но и повысит плотность воз-
воздушной смеси, что чрезвычайно важно при полете в разре-
разреженной атмосфере; при этом тяговые характеристики двига-
двигателя могут быть увеличены в 2—3 раза.
Разрабатываемый компанией «Space Launch» самолет-раз-
гонщик, получивший обозначение MPV («MlPCC-Powered
Vehicle» — «Аппарат с охлаждаемыми двигателями»), пред-
представляет собой низкой л ан, построенный по схеме «бесхвост-
ка» с треугольным крылом переменной стреловидности. Пла-
Планер проектируется фирмой «Scaled Composites», в его конст-
конструкции будут преобладать композиционные материалы с
абляционной теплозащитой, а отдельные термонагруженные
элементы намечается изготавливать из титана и стали.
В целях снижения эксплуатационных затрат (за счет от-
отказа от обтекателя для космического аппарата) и улучшения
аэродинамических характеристик было предложено монтаж
ракеты производить внутри самолета-разгонщика. По предва-
предварительным расчетам, отсек полезного груза системы будет
иметь длину 3 м, а диаметр 1,2 м. '
При длине 27,1 м и размахе крыла 24,7 м взлетная масса
системы Rascal составит 36,3 т. Силовая установка самолета
комплектуется четырьмя усовершенствованными турбовенти-
турбовентиляторными двигателями серии F100 фирмы «Pratt and
Whitney». Использование на этих ТРДДФ системы MIPCC по-
потребует существенного C0—50%-ного) увеличения площади
входного сечения воздухозаборниов. Тем не менее модифици-
модифицированная силовая установка обеспечит тяговооруженность си-
системы, близкую к значению 2:1.
Самолет MPV рассчитывается на взлет с аэродромной по-
полосы длиной 1,5 км. Достигнув высоты 19км, он перейдет в
горизонтальный полет для выверки курса и времени запуска
ракеты (период барражирования составить около 30 мин). За-
Затем аппарат начнет в форсажном режиме выполнять «горку»
с разгоном до скорости М — 3—4 на высоте 36 км, после чего
силовая установка будет отключена и изделие продолжит
подъем в свободном полете.
82 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
Отделение РН с полезным грузом должно производиться
при приближении к апогею траектории на высоте 58—60 км и
при скорости М=1,2. После входа в атмосферу самолет с вклю-
включенными двигателями вернется в месту старта. Зона действия
системы Rascal ограничивается радиусом 450 км.
Доставку полезного груза на околоземную орбиту обеспе-
обеспечит двухступенчатая ракета-носитель ERV (Expendable Rocket
Vehicle) со стартовой массой 7,3 т. Данное изделие представ-
представляет собой сборку гибридного двигателя (первая ступень), вто-
второй твердотопливной ступени и блока довыведения с двигате-
двигателями малой тяги и системой управления.
Энергетические характеристики системы Rascal, предло-
предложенной фирмой «Space Launch», позволят доставлять на сол-
солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км спутники массой
115 кг, а на такую же по высоте орбиту с наклонением 28,5°
грузы массой 180 кг. При этом также рассматриваются воз-
возможности использования системы для выведения грузов на
баллистические траектории. В этом случае система сможет за-
забрасывать на расстояние 4500 км нагрузку массой около 900 кг
(здесь необходимо отметить соответствие грузоподъемности
системы массе крылатого аппарата CAV).
Среди других показателей транспортной системы Rascal
в печати отмечаются следующие: стоимость запуска не дол-
должна превышать 750 тыс. долл., период послеполетного обслу-
обслуживания определен в 24 ч, а оперативность проведения стар-
старта в 1 ч.
Исследования концепции Rascal, вероятно, были иниции-
инициированы работами ВВС по созданию соответствующей силовой
установки. В 2001 г. Лаборатория AFRL провела оценку эф-
эффективности применения воздушно-реактивного двигателя
«SteamJet», спроектированного фирмой «MSE Technology
Applications».
Данная установка представляет собой обычный ВРД с ин-
инжектором, обеспечивающим впрыск воды в воздушный канал
воздухозаборника. Подача газифицированного в теплообмен-
теплообменнике компонента позволяет повысить эффективность работы
компрессора, а также снизить температуру торможения.
Компьютерное моделирование работы двигателя «SteamJet»
показало стабильность характеристик изделия от момента взле-
взлета до скорости М=6, при этом расход топлива оказался не-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шЯС 8 3
сколько меньшим, чем у турбопрямоточного двигателя, а тя-
говооруженность на уровне ПВРД.
По мнению разработчиков, диапазон применения такого
двигателя весьма широк: от крылатых ракет и гиперзвуковых
экспериментальных аппаратов до самолетов-разгонщиков ра-
ракетно-космических систем.
Весьма привлекательными для применения в различных
ТКС считаются гибридные ракетные двигатели, работающие на
разнофазных компонентах топлива (обычно твердом горючем и
жидком окислителе). Незначительные затраты на производство
и эксплуатацию таких силовых установок объясняются просто-
простотой конструкции и использованием распространенных компонен-
компонентов топлива (например, жидкого кислорода и полибутадиена).
Твердотопливный заряд горючего помещается непосред-
непосредственно в камере сгорания двигателя, запуск которого осущест-
осуществляется за счет нагрева заряда до температуры воспламене-
воспламенения при подаче окислителя. Процесс горения регулируется
расходом окислителя, а останов изделия происходит при пре-
прекращении его подачи этого компонента. Поэтому единствен-
единственным подвижным элементом такой установки является глав-
главный клапан окислителя.
В начале 1990-х годов разработкой гибридных двигателей
активно занималась компания «American Rocket» (Amroc),
имевшая цель создание целого семейства высотных ракет и
ракет-носителей легкого класса. В 1994 е. при поддержке ВВС и
NASA эта компания успешно провела стендовые испытания
двигателя тягой 110 т. Тем не менее финансовые проблемы
привели к банкротству компании.
Большая часть документации по освоенным технологиям
была приобретена фирмой «SpaceDev» (Сан-Диего, шт. Кали-
Калифорния), которая продолжила работы по данной тематике.
Однако масштаб проектов и размерность силовых установок
были существенно уменьшены — своей первоочередной зада-
задачей фирма определила создание двигателей малой тяги для
космических аппаратов. К 2001 г. фирмой «SpaceDev» было
спроектировано несколько гибридных двигателей тягой от 25 кг
до 100 кг; в качестве горючего в них применяется плексиглас,
а окислителем является закись азота, которая может нахо-
находиться как в жидком, так и газообразном состояний (за счет
этого наддув бака происходит автоматически при газифика-
газификации самого компонента).
А. ШУМИЛИН
Новые двигатели, рассчитанные на многократные включе-
включения, стали основным элементом универсального межорбиталь-
межорбитального буксира Manoeuvring and Transfer Vehicle (MTV, — иногда
встречается сокращение MATV), который фирма «SpaceDev»
планирует также применять в качестве типовой спутниковой
платформы с собственной силовой установкой. В зависимости
от мощности используемого двигателя масса целевого обору-
оборудования аппарата MTV может составить 50—300 кг.
По заказу Национального разведывательного управления
NRO фирма «SpaceDev» провела исследования по проектному
облику и целевой эффективности легкого многофункциональ-
многофункционального аппарата SPOTV (Secondary Payload Orbital Transfer
Vehicle), предназначенного для инспектирования, обслужива-
обслуживания и транспортировки космических объектов, включая их
торможение при сходе с орбиты. Среди основных требований,
которые предъявлены к аппаратам SPOTV, называются непро-
непродолжительный период предполетной подготовки для их опе-
оперативного запуска в качестве попутного груза на различных
РН, а также возможность длительного пребывания в космосе
в состоянии эксплуатационной готовности. Общая стоимость
контрактов, полученных фирмой по данной теме, превысила
400 тыс. долл.
Работы компании «SpaceDev» по средствам межорбиталь-
межорбитальной транспортировки получили дальнейшее развитие весной
2003 г. после получения от Лаборатории AFRL заказа на со-
создание разгонного блока с гибридным двигателем для запуска
малых спутников с борта МТКС «Спейс Шаттл». Согласно ус-
условиям двухлетнего контракта стоимостью 1,4 млн долл. фир-
фирма должна изготовить демонстрационный образец изделия,
соответствующего требованиям безопасности экипажа кораб-
корабля. Кроме того, соглашением также предусматривается воз-
возможность увеличения объема работ до 2,4 млн долл.
Наиболее крупным из реализованных фирмой «SpaceDev»
проектов стала разработка двигателя тягой 6,8—8,2 т для пи-
пилотируемого ракетоплана «SpaceShipOne», успешно осуществив-
осуществившем в 2004 г. серию суборбитальных полетов на высоты 100—
112 км (об этом аппарате, созданным компанией «Scaled
Composites», см. в Части 3).
По контракту с ВВС фирма «SpaceDev» ведет НИОКР по
четырехступенчатой ракете-носителю Streaker, рассчитанной
на выведение на низкую орбиту грузов массой 450 кг. Среди
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ШЬ 8 5
немногочисленных сведений о новой ТКС в печати сообщает-
сообщается, что она комплектуется однотипными ракетными блоками
на гибридном топливе; для второй ступени изготовляется не-
несколько увеличенный аналог двигателя корабля «Spaceship-
One» с массой топлива 1,8 т, осенью 2004 г. на его разработку
ВВС перечислили подрядчику 1,5 млн долл.
В перспективе компания «SpaceDev» планирует создать
собственный крылатый аппарат для суборбитальных пилоти-
пилотируемых полетов. В качестве образца взят гиперзвуковой ра-
ракетоплан Х-34, изготовленный корпорацией «Orbital Sciences»
для NASA (этот проект описан в Части 2). В соответствии с
подписанным с Центром Эймса соглашением о техническом
сотрудничестве и консультировании работ компания должна
получить от NASA все необходимые данные по гиперзвуко-
гиперзвуковой аэродинамике этого уже прошедшего сертификацию из-
изделия.
В отличие от прототипа, предполагавшего запуск с само-
самолета-носителя, новый аппарат, названный «Dream Chaser»
(«Стремящейся к мечте»), будет стартовать вертикально с на-
наземной пусковой площадки, что считается дешевле и надеж-
надежнее. На нем предполагается использовать создаваемый по за-
заказу ВВС (возможно, для ракеты Streaker) гибридный двига-
двигатель тягой 45,3 т, который позволит совершать полеты на
высоту до 160 км.
Среди возможных задач ракетоплана «Dream Chaser», лет-
летные испытания которого могут начаться в 2008 г., называются
отработка перспективных технологий для правительственных
организаций, что не удалось реализовать при проекте Х-34,
а также космический туризм (вместительность аппарата соста-
составит 3—5 человек).
Другим вариантом повышения эффективности операций
межорбитальной транспортировки грузов считается использо-
использование двигательных установок с внешними источниками энер-
энергии, например Солнца. Удельный импульс гелиотермических
двигателей примерно вдвое превышает показатели традици-
традиционных ЖРД (800 с против 450 с), что дает возможность на 55—
70% увеличить энергетические характеристики ТКС. Так, на-
например, если верхняя ступень с обычным химическим ракет-
ракетным двигателем при стартовой массе 11,3т обеспечивает
доставку с низкой на стационарную орбиту спутника массой
86
А. ШУМИЛИН
1,9 т, то гелиотермический разгонный блок массой 8,3 т по-
позволит выводить на эту же орбиту грузы массой до 3 т.
Наиболее крупным проектом в данной области является
программа SOTV («Solar Orbit Transfer Vehicle»). Заказчи-
Заказчиком проекта, общая стоимость которого оценивается в 48 млн
долл., выступает Лаборатория AFRL, а головным разработ-
разработчиком — компания «Boeing Phantom Works».
Работы по программе, на-
начавшиеся после предваритель-
предварительных изысканий весной
1998 г., разбиты на несколько
этапов. В течение года фирмой
«Boeing» были подготовлены
эскизный и технический про-
проекты разгонного блока. После
чего начался этап производ-
производства и подготовки эксперимен-
экспериментального образца изделия к
летным испытаниям, первона-
первоначально намеченным на 2002 г.
Однако позднее сроки их про-
проведения были перенесены.
Начало штатной эксплуатации
разгонного блока SOTV было запланировано на 2008 г.
Разрабатываемый компанией «Boeing» разгонный блок
SOTV оснащается гелиотермическим двигателем тягой 0,72 кг
и с давлением в рабочей камере 1,76 кг/см2. В качестве рабо-
рабочего тела двигателя предполагается использовать жидкий во-
водород; его газификация должна производиться в графитовом
нагревателе НАС (Receiver-Absorber-Converter), на который
будут фокусироваться солнечные лучи от рефлекторной систе-
системы. Максимальная температура на внешней поверхности на-
нагревателя может достигать 2000 °С.
Рефлекторная система блока комплектуется тремя прямо-
прямоугольными зеркалами общей площадью 3,7 м2 и массой в 35 кг.
Мощность потока, направляемого на нагреватель, должна со-
составить 2,6 кВт. Также изучается возможность использования
в составе системы еще одного зеркала надувной конструкции.
Разрабатываемый для аппарата SOTV гелиотермический
двцгатель относится к классу двухрежимных, то есть после
завершения активного участка полета он может применяться
Разгонный блок SOTV
с гелиотермическим двигателем
АВИАЦНОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦? 8 7
для получения электроэнергии. В связи с этим нагреватель-
нагревательный блок RAC массой в 43 кг будет выполнять функции при-
приемника, поглотителя и преобразователя солнечной энергии.
Установленные на нем четыре термоэлектронных преобразо-
преобразователя должны обеспечить мощность 100 Вт, их к.п.д. оцени-
оценивается в 20%.
Общая масса аппарата SOTV должна составить 620 кг
(с резервом в 101 кг), высота сборки — 3,3 м, диаметр — 1,2 м
(по другим данным, последние два параметра определяются
2,4 м и 1,5 м соответственно). Наиболее крупным элементом
изделия станет цилиндрический бак водорода массой 50 кг
(с элементами арматуры и трубопроводами); его вместитель-
вместительность составит 83 кг жидкого компонента, а давление надду-
наддува — 3,2 кг/см2.
Для экспериментальной модели аппарата SOTV рассчиты-
рассчитывается следующая программа полета. После выведения на кру-
круговую орбиту высотой 900 км и наклонением 55° аппарат с по-
помощью гелиотермического двигателя в течение 22 дней дол-
должен перейти на орбиту с параметрами 900 х 5220 км. В ходе
межорбитальной транспортировки намечается осуществить
примерно 250 включений двигателя. На начальном этапе по-
полета продолжительность активных участков составит несколько
минут, на завершающей стадии — 10—15 мин.
Лазерные двигательные установки также относятся к дви-
двигателям с внешним источником энергии. Работы по таким ус-
установкам в рамках проекта «Lightcraft» Лаборатория AFRL
ведет совместно с Центром Маршалла и Ренсселеровским по-
политехническим институтом RPI. Общие затраты на програм-
программу в период 1996—1999 гг. составили 750 000 долл.
Осенью 1997 г. в одном из корпусов, расположенных на
полигоне Уайт-Сэндз (шт. Нью-Мексико), состоялись первые
демонстрационные полеты летательного аппарата, оснащенного
таким двигателем. Испытанный образец, получивший наиме-
наименование «Lightcraft Technology Demonstrator» (LTD), имеет ди-
диаметр 14 см. Он изготовлен из алюминия и его масса состав-
составляет 42 г. В основании изделия установлена кольцевая каме-
камера сгорания с центральным телом, представляющим собой
параболический отражатель. Направляемый с наземной уста-
установки в камеру сгорания лазерный луч производит разогрев
воздуха до плазменного состояния; отбрасываемый плазмен-
88
А. ШУМИЛИН
Аппарат LTD с лазерной
двигательной установкой
ный поток создает тягу двигателя.
В ходе выполненных испытаний при
использовании импульсного лазера
мощностью 10 кВт аппарат поднял-
поднялся на высоту 15 м.
Очередной этап испытаний аппа-
аппарата LTD проводился на открытой
площадке полигона в начале 1999 г.
Для обеспечения полета аппарата
массой 52 г также применялся лазер
мощностью 10 кВт, работающий на
углекислом газе. Импульсы с энер-
энергией 350 Дж и продолжительностью
18 мкс генерировались установкой с
частотой 28 Гц.
В целях исключения работ по
оформлению специальной лицензии
на проведение запуска высота поле-
полета была ограничена 30 м. Кроме того,
во избежание ухода лазерного луча
в атмосферу при аварийной ситуации
над испытательной площадкой на
36-метровой стреле крана был под-
подвешен защитный экран.
Данный «порог» был преодолен
в начале 2003 г., когда аналогичный
аппарат был поднят на высоту 71 м.
Для его запуска использовался ла-
лазер мощностью 150 кВт с энергией
импульса 1 кДж, продолжительнос-
продолжительностью импульса около 1 мкс, частотой
100—-150 Гц. По расчетам, такая
установка позволит «поднимать» ап-
аппараты массой 100—200 г и диамет-
диаметром 20—30 см на высоту до 30 км.
Конечной целью программы
«Lightcraft» является создание аппа-
аппарата, способного достигать околозем-
околоземной орбиты. На первом этапе полета
такого изделия (до сообщения ему
скорости М=6 на высоте 12 км) в ка-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЕ 8 9
честве рабочего тела в двигателе будет использоваться атмос-
атмосферный воздух, а затем до выхода на орбиту бортовой запас
топлива, например жидкого водорода. Поскольку лазерная си-
силовая установка существенно экономичнее традиционных хи-
химических двигателей, то удельные затраты на выведение гру-
грузов в космос могут сократиться до 200—1000 долл./кг, то есть
примерно в 20—100 раз по сравнению с современным уровнем.
Первый запуск микроспутника массой 1—-2 кг с помощью
лазерного луча может состояться после 2006 г. Так как боль-
большую часть массы такого аппарата составит запас жидкого во-
водорода, то на целевое оборудование придется не более 100 г.
Однако, как считают инициаторы программы «Lightcraft»,
наличие на борту спутника камеры сгорания, представляю-
представляющей собой высокоточное параболическое зеркало, позволит ее
использовать либо в качестве приемно-передающей антенны
микроволнового диапазона, либо как оптический инструмент
для различных наблюдений.
Создание высокоэнергетических лазерных установок явля-
является наиболее сложной задачей проекта. Так, например, для
доставки в космос спутника массой около 2 кг необходим ла-
лазер мощностью 1 МВт, для выведения грузов массой 100 кг —
лазер мощностью 100 МВт. В то же время стоимость лазера
мощностью 100—150 кВт оценивается в 2—2,5 млн долл., а
установки мощностью 1 МВт — в 20—50 млн долл.
Развертывание энергетических лазерных установок в кос-
космосе может существенно повысить эффективность транспорт-
транспортных космических систем. В этом случае для сообщения аппа-
аппарату массой 100 кг второй космической скорости потребуется
лазер мощностью 1 МВт.
В более далекой перспективе лазерные двигательные уста-
установки могут найти применение и в составе пилотируемых ле-
летательных аппаратов, предназначенных как для доставки кос-
космонавтов на орбиту, так и для обеспечения воздушно-транс-
воздушно-транспортных перевозок.
ЧАСТЬ 2
РАЗРАБОТКИ NASA
Новые задачи NASA по подготовке к повторной высадке
астронавтов на поверхность Луны и расширению исследова-
исследований дальнего космоса с участием человека, определенные пре-
президентом Дж. Бушем-младшим в начале 2004 г., существенно
изменили тематику работ агентства в области транспортных
космических систем. Для достижения поставленных целей
потребуются совершенно другие средства выведения грузов в
космос, нежели те, которые прорабатывались NASA в течение
последних двух десятилетий.
В прошедшие годы исследования космического пространства,
несколько утратив былую общественно-политическую доминан-
доминанту, приобрели более практический и даже коммерческий ха-
характер. В результате значительно большее внимание стало уде-
уделяться экономическим аспектам осуществляемых проектов, в
том числе и вопросам снижения стоимости доставки грузов на
околоземную орбиту (подобные изменения коснулись в первую
очередь разработок NASA, ибо реализация военных программ
сопровождается большим консерватизмом и высокой целевой
эффективностью используемых средств).
Поэтому сразу же после начала полетов МТКС «Спейс
Шаттл» NASA стало изучать возможности улучшения эксп-
эксплуатационных характеристик этой транспортной системы, эко-
экономические показатели которой оказались гораздо хуже про-
прогнозировавшихся. Однако никакие проекты ее усовершенство-
усовершенствования или создания новых средств выведения с использованием
ее весьма дорогостоящих компонентов не удовлетворяли
предъявляемым требованиям.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ. 91
После президентской директивы «Политика в области ТКС»
от 1994 г. NASA сосредоточило свои усилия на подготовке эле-
элементной базы и определении проектного облика многоразово-
многоразового средства выведения второго (после системы «Спейс Шаттл»)
поколения. Окончательное решение о непосредственной раз-
разработке новой МТКС, получившей название «Reusable Launch
Vehicle» (RLV), предполагалось принять после демонстраци-
демонстрационных полетов ее масштабных моделей.
Первоначально перед NASA была поставлена задача созда-
создания транспортной системы в прямом смысле «нового поколе-
поколения» — к реализации был принят проект одноступенчатого
летательного аппарата. Однако практически с самого начала
работы по программе RLV, отличавшейся также некоторыми
административно-организационными нововведениями, сопро-
сопровождались многочисленными проблемами, которые привели в
конечном счете к пересмотру всей концепции проекта.
В 2001 г. NASA приступило к широкомасштабным НИОКР
по двухступенчатой МТКС. Но и в этом случае успех не был
достигнут.
Тем не менее значительный технологический задел, освоен-
освоенный агентством в последнее время, не должен пропасть даром,
поскольку проектно-конструкторские работы по многоразовым
средствам выведения и трансатмосферным аппаратам продолжа-
продолжаются военными организациями. При этом следует учитывает то
обстоятельство, что^вуже многие годы NASA совместно с Мини-
Министерством обороны занимаются формированием единой базы дан-
данных по технологиям, созданным по заказам обоих ведомств. За
счет упрощения механизма обмена научно-технической инфор-
информацией и готовыми изделиями существенно сокращаются как
стоимость, так и сроки создания новых транспортных систем.
ГЛАВА 4
ЭВОЛЮЦИЯ ПРОЕКТОВ МНОГОРАЗОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ
Авиационная и ракетная техника вбирает в себя последние
достижения науки и-производства. Однако, несмотря на ка-
кажущуюся революционность какого-либо аппарата, зачастую не
только его общий замысел, но и отдельные ключевые элемен-
92 ЯИЬ> А. ШУМИЛИН
ты были предложены и просчитаны в прошлом, иногда очень
далеком. Особую значимость данное утверждение приобретает
в связи с активизацией ВВС проектных изысканий по новой
МТКС двухступенчатой схемы, проработкой которой занима-
занималось ни одно поколение конструкторов.
Поэтому представленное ниже ретроспективное описание
основных программ, выполнявшихся в США с целью созда-
создания многоразовых авиационно-космических систем, следует
рассматривать как предысторию будущих проектов. Преем-
Преемственность разработок крупных компаний прослеживается по
изменениям в названиях последних и их корпоративной при-
принадлежности.
НЕМЕЦКИЕ КОРНИ
Пионерами в практическом применении ракетной техни-
техники являются Германия и Советский Союз. Несмотря на то что
пальма первенства в создании ЖРД принадлежит американцу
Роберту Годдарду A882—1945), запустившему первую жид-
жидкостную ракету в 1926 г., эти страны уже через несколько лет
провели старты собственных ракет, а в конце 1930-х — нача-
начале 1940-х годов осуществили первые испытания самолетов с
ракетными двигателями. Во время Второй мировой воййы до-
достижения Германии в области ракетного бружия поражали в
прямом и переносном смысле не только военных специалис-
специалистов. Секретные документы, опубликованные в послевоенное
время, показали, что работы по созданию крылатой ракеты
V-1 («Фау-1») и баллистической V-2 («Фау-2») были лишь вер-
верхушкой айсберга, многочисленные осколки которого достались
победителям.
В 1929 г. для подготовки докторской диссертации молодым
австрийским инженером Эйгеном Зенгером A905—1964) был
выбран проект ракетоплана, способного выходить на около-
околоземную орбиту. После решения целевых задач, например снаб-
снабжения орбитальной станции, этот самолет должен был совер-
совершить торможение и вернуться на Землю. Отдав должное фан-
фантазии соискателя, его консультанты в Высшей технической
школе (Technische Hochschule) порекомендовали ограничить-
ограничиться исследованием многолонжеронных крыльев, что и было
благополучно сделано.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^иИС» 9 3
После защиты диссертации инженер продолжил свои рабо-
работы по крылатым аппаратам, оснащенным ракетными двигате-
двигателями. В изданной в 1933 г. на собственные средства книге «Тех-
«Техника ракетного полета» («Raketenflugtechnik») Э. Зенгер дал
описание самолета, рассчитанного на полет со скоростью
М=10 на высотах 60—70 км (при суборбитальных запусках вы-
высота траектории могла достигать 160 км). Этот ракетоплан, по-
получивший имя «Silbervogeb («Серебряная птица»), имел круг-
круглого сечения фюзеляж, прямое крыло небольшого удлинения с
заостренными передними кромками; хвостовое оперение состо-
состояло из достаточного большого вертикального киля и стабили-
стабилизаторов. В качестве силовой установки предлагалось использо-
использовать ЖРД, работавший на жидком кислороде и бензине.
Политическая обстановка вносила свои коррективы в ис-
исследования. В конце 1930-х годов Э. Зенгер совместно с мате-
математиком Ирен Бредт A911—1983), позднее ставшей его же-
женой, произвел расчеты стратегического бомбардировщика Rabo
(Raketenbomber) с дальностью действия до 23 тыс. км. По срав-
сравнению с базовым изделием (самолетом «Silbervogeb) внешний
облик нового аппарата, имевшего длину 27,6 м, несколько из-
изменился: фюзеляж с плоским днищем приобрел овальную фор-
форму, уменьшилось удлинение крыла (при размахе 15 м), мас-
массивный киль был заменен горизонтальными стабилизаторами
с вертикальными законцовками. Аэродинамическое качество
ракетоплана на сверхзвуковых скоростях оценивалось в 6,4,
на дозвуковых режимах— в 7,75 (значение последнего пара-
параметра было подтверждено при испытаниях моделей в аэроди-
аэродинамических трубах).
Старт бомбардировщика Rabo массой 100 т планировалось
производись с разгонной тележки, оснащенной ракетными дви-
двигателями, по стальной монорельсовой дороге длиной 3 км, и
сообщить самолету начальную скорость 480—500 м/с.
Включение маршевого ЖРД тягой 100 т должно было осу-
осуществляться уже в полете на удалении 12 км от места взлета.
Израсходовав в течение активного участка длительностью 336 с
бортовой запас топлива примерно в 90 т, самолет должен вый-
выйти за пределы атмосферы с высокой гиперзвуковой скорос-
скоростью — около 6—6,4 км/с (на ранних стадиях проекта рассмат-
рассматривалась модификация ракетоплана, способного совершать не-
непродолжительный одно-двухвитковый орбитальный полет).
После полубаллистического спуска аппарат начнет сверхзву-
94
А. ШУМИЛИН
Бомбардировщик RABO:
1 — герметичная кабина пилота, 2 — баки окислителя, 3 — баки
горючего, 4 — маршевый ЖРД, 5 — вспомогательные двигатели,
6 — крыло клиновидного профиля, 7 — шасси, 8 — бомбовый отсек
ковой полет по волнообразной рикошетирующей траектории.
Предполагалось, что, произведя бомбардировку целей на тер-
территории США, самолет продолжит полет по курсу для посад-
посадки на территории Японии. Общая продолжительность переле-
перелета составит около 80 мин.
Энергетические характеристики предлагавшейся ударной
системы позволяли при дальности полета 20 тыс. км нести бое-
боезапас массой 3,8 т (по ряду источников — до 8 т), при выпол-
выполнении непродолжительного орбитального полета иметь полез-
полезный груз массой 1 т.
Помимо теоретических исследований Э. Зенгер проводил
стендовую отработку основных элементов будущего ВКС.
Так, например, несколько экспериментов были посвящены
изучению схемы подвески разгонной тележки, определению
профиля монорельса, способов нанесения смазочных покры-
покрытий и т.п. (В конце 1950-х годов созданная в США по схе-
схемам Э. Зенгера разгонная тележка широко использовалась
для изучения воздействия ударных перегрузок на организм
человека.)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЕ 9 5
Но ключевым элементом в реализации проекта Rabo, ес-
естественно, считалась разработка силовой установки. Марше-
Маршевый ЖРД ракетоплана рассчитывался на высокое (в 100 атм)
давление в камере сгорания. Несмотря на уникальность та-
такого изделия (в США сопоставимый по данному параметру
двигатель — SSME появился лишь в 1970-х годах), в ходе
стендовых запусков масштабных моделей немецкие специа-
специалисты подтвердили возможность создания требуемой сило-
силовой установки. Испытания отдельных образцов тягой 1,1 т и
с расчетным давлением в камере сгорания длились до 3,5 мин,
скорость истечения продуктов сгорания при этом достигала
3000 м/с.
Но складывавшаяся на фронтах Второй мировой войны
ситуация не позволяла Германии сосредоточиться на столь
крупных и долгосрочных программах; для сражающихся войск
требовалось более простое и не менее эффективное оружие.
Таковыми оказались беспилотный самолет V-1, оснащенный
пульсирующим ПВРД, и баллистическая ракета V-2, назва-
названия которых происходили от слова.«Vergeltung» («Возмездие»).
Каждое из этих изделий представляло собой значительное яв-
явление в авиационной и ракетной технике, но наибольшее вли-
влияние на дальнейшее развитие высокоскоростных летательных
аппаратов оказала последняя система.
Ракета V-2 с рабочим обозначением А-4 («Aggregat» — «Аг-
«Агрегат») была разработана в 1936—1942 гг. под руководством
Вернера фон Брауна A912—1977), являвшегося главным кон-
конструктором, и Вальтера Дорнбергера A885—1980), который в
звании генерала занимал должность начальника исследователь-
исследовательского центра в Пенемюнде. При стартовой массе 13 т ракета
забрасывала боевой заряд массой около 1 т на расстояние при-
примерно в 300 км. Маршевый двигатель, работавший на жид-
жидком кислороде и этиловом спирте, развивал тягу 25 т на уров-
уровне моря и 30 т в пустоте; удельный импульс ЖРД соответ-
соответствовал значениям 200 с на земле и 237 с в вакууме.
Запуски ракет А-4 высотой 14 м осуществлялись вертикаль-
вертикально с мобильного пускового устройства, что существенно сни-
снижало уязвимость комплекса. Управление полетом выполнялось
по данным гиродатчиков с помощью графитовых газоструй-
газоструйных рулей, расположенных под срезом сопла маршевого ЖРД;
в данной схеме управляющие моменты возникают при пово-
повороте рулей в струе истекающих газов.
96
А. ШУМИЛИН
После прекращения работы двигателя примерно на 65 с
ракета продолжала полет по баллистической траектории. Ста-
Стабилизацию на нисходящем участке траектории обеспечивало
крестообразное хвостовое оперение; скорость подхода к повер-
поверхности составляла 650—750 м/с, согласно источнику, значе-
значения последнего параметра достигали 900—1100 м/с.
Подготовка ракеты А-4 к запуску
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА V-2 (А-4)
Разработчик — армейское подразделение Пенемюнде НАР
(Heeres-Anstalt Peenemunde).
Стартовая масса — 12 804 кг.
Высота — 14,3 м.
Максимальный диаметр корпуса — 1,65 м.
Поперечный размер по стабилизаторам — 3,555 м.
Боезаряд — 750 кг.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 9 7
Эксплуатационная дальность действия — 290—306 км.
Высота штатного полета — 97 км.
Максимальная скорость полета— 1700 м/с.
Время достижения скорости звука после старта — 25 с.
Продолжительность активного участка — 68 с.
Высота полета в конце активного участка — 22 км.
Удаление ракеты от места старта в конце активного участ-
участка — 24 км.
Максимальная дальность полета — 354 км.
Максимальная высота при вертикальном полете —
186,7 км.
Диапазон перегрузок — 1—6 g.
Длина головной части — 2,285 м.
Длина приборного отсека — 1,4 м.
Длина топливного отсека — 6,225 м.
Длина хвостового отсека — 4,395 м.
Длина стабилизаторов — 3,935 м.
Масса головной части, включая боезаряд, — 1000 кг.
Масса приборного отсека — 480 кг.
Масса топливного отсека — 742 кг.
Масса двигательной установки — 931 кг.
Масса хвостового отсека со стабилизаторами — 855 кг.
Общая масса конструкции — 4008 кг.
Масса топлива — 8796 кг.
Двигательная установка;
Горючее— 75%-ный этиловый спирт.
Окислитель — жидкий кислород.
Турбина:
— диаметр лопаток — 47 см;
— скорость вращения —. 5000 об/мин;
— мощность — 504 кВт;
— рабочее давление — 21 атм;
— расход парогаза (продукты разложения перекиси водо-
водорода) — 1,68 кг/с.
Насос окислителя:
— диаметр лопаток — 26,8 см;
— скорость вращения — 5000 об/мин;
— мощность — 239 кВт;
— скорость подачи компонента — 75 кг/с;
— давление подачи — 24 атм.
4- 1179 Шумилин
98 ЯВ» А. ШУМИЛИН
Насос горючего:
— диаметр лопаток — 34,2 см;
— скорость вращения — 5000 об/мин;
— мощность — 265 кВт;
— скорость подачи компонента — 50 кг/с;
— давление подачи — 25 атм.
Двигатель:
— длина 1,725 м;
— диаметр камеры сгорания — 0,94 м;
— диаметр критического сечения — 0,405 м;
— диаметр среза сопла — 0,735 м;
— скорость истечения газов на уровне моря — 2000 м/с;
— температура в камере сгорания — 2000 °С;
— давление в камере сгорания — 14,5 атм;
— тяга на уровне моря — 27 т;
— тяга на высоте 40 км — 31,8 т.
Всего за годы войны было произведено нескольких тысяч
запусков ракет А-4. В конструктивном отношении эта удар-
ударная система оказалась настолько удачной, что впоследствии
на ее основе было создано несколько экспериментальных аме-
американских и советских ракет.
Усовершенствованием ракеты А-4 занимались и немецкие
специалисты. Для увеличения дальности стрельбы был создан
крылатый вариант изделия, получивший обозначение А-4Ь.
После входа в плотные слои атмосферы несущие поверхности
общей площадью 13,5 м2 обеспечивали планирующий сверх-
сверхзвуковой полет на расстояние да 600 км.
В январе 1945 г. были произведены запуски двух опытных
образцов ракеты А-4Ь. Первый старт оказался неудачным. Вто-
Вторая же ракета выполнила большую часть программы испыта-
испытаний: после баллистического спуска аппарат в штатном режи-
режиме перешел в планирующий полет со скоростью М=4. Однако
из-за превышения аэродинамических нагрузок изделие разру-
разрушилось. Ракета А-4Ь стала первым крылатым аппаратом, пре-
преодолевшим сверхзвуковой барьер, а установленный ею рекорд
скорости продержался свыше десяти лет (до полетов амери-
американского самолета Х-15).
Дальнейшее развитие проекта А-4Ь предусматривало уве-
увеличение площади несущих поверхностей ракеты (модель А-9)
и создание разгонного блока А-10. Предполагалось, что жид-
жидкостный ускоритель массой 85,2 т обеспечит разгон ракеты
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
99
А-9 массой 16,3 т до скорости
1,2 км/с на высоте 24 км. Пос-
После разделения блоков первую
ступень предполагалось спус-
спускать на парашютах для спасе-
спасения и повторного использова-
использования хотя бы маршевых двига-
двигателей; вторая же ступень
А-9 продолжит активный по-
полет до скорости примерно
,2,8 км/с, затем начнется ее
движение по баллистической
траектории, а после входа в
плотные слои атмосферы пла-
планирующий полет к цели. Ра-
Радиус действия такой ударной
системы с боезарядом массой
1 т оценивался в 4800 км.
Также рассматривался пи-
пилотируемый вариант ракеты
А-9 с вертикальным стартом и
обычной горизонтальной по-
посадкой. Дальность полета тако-
такого аппарата могла составить 640 км при средней скорости М=2.
Небольшой кружок энтузиастов космических полетов во
главе с В. фон Брауном одновременно занимался и проекти-
проектированием транспортных систем, способных доставлять грузы
на околоземные орбиты. Так, например, трехступенчатая ра-
ракета А-11 предусматривала создание разгонной ступени для
связки блока А-10и орбитальной ступени А-9; ракета
А-12 грузоподъемностью 30 т комплектовалась блоками А-11 и
А-10, причем последняя ступень также оснащалась несущи-
несущими поверхностями.
Однако подобные планы уже не могли быть востребованы —
страна приближалась к краху. (Более того, работы по косми-
космической тематике послужили поводом для кратковременного
ареста в 1944 г. В. фон Брауна и двух его помощников, кото-
которым были предъявлены обвинения в саботаже проекта А-4.
Реальной же причиной являлось отклонение фон Брауном лич-
личного предложения рейхсфюрера Гиммлера о переводе центра
Пенемюнде в структуры СС.)
Крылатая ракета А-4Ь
100 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
Успехи немецких ракетчиков заинтересовали руководство
всех стран антигитлеровской коалиции. После войны В. фон
Браун и В. Дорнбергер благополучно обосновались в США.
Активными, но безрезультатными поисками Э. Зенгера, скрыв-
скрывшегося во Франции, занимались советские спецслужбы. Не
удалось убедить Зенгера переехать в Америку и Дорнбергеру
при их личной встрече в 1952 г.
Поводом для состоявшихся переговоров послужило то, что
Дорнбергер, ставший научным консультантом компании «Bell
Aircraft», инициировал исследовательские работы по страте-
стратегическому бомбардировщику Bomi («Bomber-Missile»). В рам-
рамках данного проекта, позднее названного по имени автора, рас-
рассматривалось целое семейство пилотируемых боевых систем
различных классов. В отличие от баллистических ракет подоб-
подобные летательные аппараты обладали лучшими показателями
по точности нанесения ударов, а также допускали возможность
отмены боевого задания без утраты материальной части.
Все модификации системы Bomi предполагалось комплек-
комплектовать двумя ступенями самолетного типа, состыкованными
по пакетной схеме. Первая ступень одного из вариантов дол-
должна была иметь характеристики: длина — 30,5—36,6 м, раз-
размах крыла — 18,3 м, взлетная масса — 182—272 т, экипаж два
человека. Ракетоплан оснащался пятью ЖРД тягой по 70 т,
работающими либо на высококипящих компонентах топлива
(НДМГ и азотном тетроксиде), либо на жидком кислороде и
углеводородном горючем. Вторая ступень, пилотируемая од-
одним летчиком и рассчитанная на суборбитальный полет, оп-
определялась такими параметрами: длина — 15,2—18,3 м, раз-
размах крыла— 9,14—12,2 м, взлетная масса— 90,7 т, силовая
установка состоит из трех ЖРД с общей тягой 50—63 т, кон-
конструкция планера изготавливается из титановых сплавов с ра-
радиационным охлаждением.
Старт такой системы предполагалось осуществлять верти-
вертикально с одновременным запуском двигательных установок
обоих ракетопланов. В начале полета подача компонентов топ-
топлива в верхнюю ступень осуществляется из баков первой, пос-
после отделения на 130-й секунде вторая ступень, переключив-
переключившись на собственный запас топлива, разгоняется до скорости
3,75 км/с. Отделение боезаряда, например атомной бомбы мас-
массой 1,8 т, должно было осуществляться на высоте 30,5—61 км.
Для повышения точности попадания предполагалось исполь-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
101
Один из вариантов второй ступени ударной системы Bomi
зование системы радиоуправляемого наведения с борта раке-
ракетоплана.
Для выведения второй ступени с полезным грузом 6,4 т
на околоземную орбиту проектировалась более мощная транс-
транспортная система массой до 426 т и общей тягой при старте
500 т. В этом варианте габариты системы увеличивались на
20—25%, длина первой ступени определялась 36,6—44 м, а
второй — 18,8—23 м.
Используя подготовленные по проекту Bomi материалы,
ВВС изучали возможности создания боевых систем различно-
различного назначения: от высокоскоростного самолета-разведчика до
орбитального бомбардировщика. В гражданских целях компа-
компания «Bell» предлагала разработать пассажирский авиалайнер,
который бы смог осуществлять перелеты от одного побережья
США к другому за 75 мин с максимальной высотой траекто-
траектории 44,4 км.
Однако ни один из вариантов проекта Bomi не получил
дальнейшего развития — в середине 1950-х годов при созда-
создании систем вооружений стратегического назначения предпоч-
предпочтение было отдано более простым и дешевым МБР, а работы
А. ШУМИЛИН
по боевым космическим аппаратам велись замедленными тем-
темпами вследствие скептического отношения к ним правитель-
правительства и Конгресса. Тогда основное внимание ВВС и Националь-
Национального консультативного комитета по аэронавтике NACA (пред-
(предшественника современного NASA) уделялось лишь
экспериментальным проектам, имевшим целью изучение от-
отдельных проблем высотных и сверхзвуковых полетов.
Ситуация изменилась 4 октября 1957 г.
ПРОЕКТ «DYNA SOAR»
В октябре 1957 г., через десять дней после успешного за-
запуска Советским Союзом первого искусственного спутника
Земли, состоялось экстренное совещание представителей ВВС и
NACA. В ходе заседания было решено объединить все прово-
проводимые космические разработки в один проект, предусматри-
предусматривающий создание многоцелевого ВКС. Выбор крылатого аппа-
аппарата был обусловлен значительным опытом военных специа-
специалистов в создании авиационных систем, недостаточным
объемом экспериментальных данных по баллистическим кап-
капсулам, малыми их возможностями по маневрированию, высо-
высокой стоимостью работ по их поиску и спасению.
Согласно первоначальному замыслу многоразовый крыла-
крылатый аппарат, названный «Dyna Soar» («Dynamic Soaring» —
«Динамическое планирование», предполагавшее полет по ри-
рикошетирующей траектории), предназначался для решения сле-
следующих задач:
— проведение разведовательно-ударных операций,
— инспектирование спутников,
— выполнение спасательных работ,
— транспортировка грузов,
— руководство наземными соединениями, то есть выпол-
выполнение функций орбитального командного пункта.
В предварительных работах по программе «Dyna Soar» уча-
участвовали семь компаний; к конкурсу на получение основного
контракта были допущены фирма «Boeing» и объединение ком-
компаний «Bell» и «Martin». Проект последних отличался деталь-
детальной проработкой изделия, но и определенной технической
сложностью (в частности, для охлаждения передних кромок
крыла предлагалось использовать теплообменники с хладоно-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
103
сителем). Поэтому в 1959 г. головным разработчиком аппара-
аппарата «Dyna Soar» стала фирма «Boeing», а заказ на создание ра-
ракеты-носителя для его выведения в космос был передан ком-
компании «Martin».
Одноместный аппарат «Dyna Soar» компании «Boeing»,
отличавшийся большей простотой конструкции, проектировал-
проектировался по схеме низкоплана с аэродинамическим качеством 1,5—
2,5. Общая длина изделия составляла 10,7 м, высота — 2,4 м,
треугольное крыло, оснащенное вертикальными законцовка-
ми с рулями направления, имело размах 6,2 м и стреловид-
стреловидность по передней кромке 70°, максимальная нагрузка на крыло
определялась в 145 кг/м2.
Для управления в безвоздушном пространстве предусмат-
предусматривались реактивные двигатели, расположенные в носовой и
хвостовой частях аппарата. Однако силовой установки для
активного маневрирования в космосе и при спуске на аппара-
аппарате не было.
Для проектируемого ВКС была выбрана радиационная теп-
теплозащита, предполагающая использование жаропрочных мате-
материалов: графита с цирконием (носовая часть), молибденового
сплава с кремниевым покрытием (передние кромки), ниобия
Аппарат Dyna Soar (отдельно показан щиток, закрывавший
переднее остекление кабины при входе в атмосферу)
104 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
(обшивка фюзеляжа и крыла), никелевого сплава Rene-41 (си-
(силовая конструкция) и т.п. В результате применения столь экзо-
экзотичных материалов, допускавших нагрев до 1100 °С, доля теп-
теплозащитных покрытий и силовой конструкции в общей массе
изделия достигла 60%.
Для довыведения аппарата «Dyna Soar» на околоземную
орбиту предполагалось использовать твердотопливный двига-
двигатель тягой 18,1 тис продолжительностью работы 13 с. Кроме
того, этот РДТТ предназначался для аварийного увода изде-
изделия при отказе ракеты-носителя, в том числе и в момент стар-
старта. В последнем случае двигатель обеспечивал подъем ВКС на
высоту 3 км, достаточную для выполнения пилотом маневра
возвращения и посадки на аэродром; при усложнении ситуа-
ситуации он мог катапультироваться.
На разных этапах проектирования масса аппарата «Dyna
Soar» менялась в диапазоне 4,5—7,7 т. В связи с этим рассмат-
рассматривались и различные средства выведения ВКС — от модифи-
модифицированной МБР «Титан-2» до ракет «Сатурн». Но в итоге
наиболее оптимальным вариантом было признано использова-
использование ракеты «Титан-ЗС».
. Увеличение массы конструкции аппарата «Dyna Soar» при-
приходилось компенсировать за счет полезного груза, что снижа-
снижало эффективность практического применения изделия. В ре-
результате летом 1962 г. Министерство обороны снизило приори-
приоритет программы до уровня экспериментального проекта,
получившего обозначение Х-20. Теперь в качестве основных
задач пересмотренного проекта рассматривалось изучение ус-
условий гиперзвукового полета, маневрирования в верхних сло-
слоях атмосферы для посадки в заданном районе, оценка возмож-
возможностей человека в управлении крылатыми аппаратами на всех
этапах спуска, разработка новых технологий и т.д.
Согласно новому графику работ в 1965 г. после серии брос-
ковых испытаний с самолета должны были состояться субор-
суборбитальные запуски двух аппаратов «Dyna Soar» в беспилот-
беспилотном варианте. В ходе этих полетов предполагалось оценить
работоспособность всех систем ракеты-носителя и ВКС. Затем
в 1966 г. планировалось осуществить аналогичный запуск с
человеком на борту, а позднее пилотируемый полет с выходом
на околоземную орбиту.
Всего проектом Х-20 предусматривалось выполнение 12 за-
запусков аппарата «Dyna Soar» различной модификации. Общие
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 1Q 5
затраты на изготовление нескольких образцов ВКС и проведе-
проведение испытательных полетов оценивались примерно в 1 млрд
долл. (или около 4,5 млрд долл. по курсу 2000 г.).
Однако в конце 1963 г. Министерство обороны объявило о
полном прекращении работ по программе, расходы на кото-
которую к тому времени достигли 410 млн долл. В качестве основ-
основных причин такого решения указывались значительные тех-
технические сложности и высокие затраты, не соответствующие
статусу экспериментального проекта. Летные испытания
ВКС различных схем было признано целесообразнее проводить
с беспилотными аппаратами, а целевые задачи разведки и ин-
инспектирования космических объектов решать с помощью ав-
автоматический спутников, а позднее пилотируемых кораблей
«Джемини» и орбитальных станций военного назначения MOL
(Manned Orbiting Laboratory).
В то же время специалисты высказывались и о субъектив-
субъективных факторах закрытия программы «Dyna Soar». Решение о
создании ВКС принималось под впечатлением успехов СССР,
без предварительных изысканий и должного обоснования.
В конце 1950-х годов США не располагали единой програм-
программой по освоению околоземного пространства, не были опреде-
определены задачи военных и гражданских организаций, связанных
с космическими разработками, й т.п. При этом Администра-
Администрация президента Д. Кеннеди A917—1963), сменившая в 1961 г.
правительство Д. Эйзенхауэра A890—1969), не была заинте-
заинтересована в продолжении весьма сложного и рискованного про-
проекта своих предшественников.
По иронии обстоятельств разработка орбитальных станций
MOL, продолжавшаяся в период с 1963 до 1969 г., также была
прекращена в связи с резко возросшей эффективностью при-
применения автоматических аппаратов, а для транспортного обес-
обеспечения программ с участием человека («Аполлон» и «Скай-
лэб») было решено использовать корабли со спускаемой бал-
баллистической капсулой.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ АППАРАТЫ И РАКЕТОПЛАНЫ
Выбранные для национальной космической программы
приоритеты предопределили резкое снижение объемов финан-
финансирования работ по созданию ВКС. В связи с этим ВВС и NASA
106 ЯЬ» А. ШУМИЛИН
были вынуждены ограничиться лишь летной отработкой опыт-
опытных моделей.
РАКЕТОПЛАН Х-15.
В 1959 г. начались полеты экспериментальных самолетов
Х-15А, оснащенных ракетными двигателями. Основной зада-
задачей испытаний этих ракетопланов являлось изучение условий
полета на гиперзвуковых скоростях и входа в атмосферу кры-
крылатых аппаратов, оценка новых конструкторских решений,
теплозащитных покрытий, психофизических аспектов управ-
управления ВКС в верхних слоях атмосферы и т.п.
В ходе запусков трех изготовленных ракетопланов, старт
которых проводился с борта самолета В-52, были достигнуты
рекордные для данного класса летательных аппаратов значе-
значения скорости (М=6,72) и высоты A08 км) полета. Первое дос-
достижение остается непревзойденным и поныне. Второе смести-
сместилось на вторую позицию лишь в октябре 2004 г.
Программа Х-15 стала вторым этапом проводившихся в
США работ по освоению техники высокоскоростных полетов.
В рамках первого этапа была разработана серия эксперимен-
экспериментальных самолетов под общим (но не без исключений) обозна-
обозначением «X». Каждый из таких аппаратов предназначался для
исследования определенных проблем и отработки отдельных
технологий. Среди первых скоростных самолетов, большая
часть из которых оснащалась ракетными двигателями; следу-
следует упомянуть Х-1, на котором в 1947 г. впервые был преодо-
преодолен сверхзвуковой барьер, D-558—2 Skyrocket, предназначав-
предназначавшийся для оценки стреловидного крыла с дозвуковым профи-
профилем, Х-3 и Х-2, использовавшиеся для исследования
термодинамических нагрузок на скоростях М=2—3.
Вопрос о необходимости разработки нового эксперименталь-
экспериментального самолета, способного совершать гиперзвуковые полеты на
высотах 20—80 км, стал обсуждаться военными и граждан-
гражданскими специалистами в начале 1950-х годов. Побудительны-
Побудительными мотивами к созданию нового ракетоплана, по своим харак-
характеристикам существенно превосходящего предшествующие мо-
модели, стали результаты анализа попавших к американцам
материалов Э. Зенгера и И. Бредт по высокоскоростному стра-
стратегическому бомбардировщику.
Общая концепция проекта 1226, позднее названного Х-15,
была утверждена в конце 1954 г. Программа с исходной сто-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
имостью 163 млн долл. выполнялась совместными усилиями
ВВС (общее руководство работами и их финансирование),
ВМС (финансовое участие) и NACA (технический контроль и
проведение летных испытаний).
В конкурсе на создание ракетоплана, способного развивать
скорость до 2 км/с на высотах около 75 км, приняли участие
четыре промышленных компании «Bell», «Douglas», «Republic»
и «North American Aviation», ставшая в итоге победителем.
Весьма нетипично по современным понятиям, но, узнав о вы-
выборе заказчиков, руководство фирмы «North American» (впо-
(впоследствии приобретенная корпорацией «Rockwell»), несколько
недель обдумывало целесообразность своего участия в проек-
проекте: компания была достаточно загружена по военным програм-
программам, а этот авангардный проект с объемом заказа в три изде-
изделия, жесточайшими техническими требованиями, новыми кон-
конструкционными материалами и методами производства сулил
лишь головную боль. Тем не менее консенсус был достигнут.
Самолет Х-15А проектировался по схеме среднеплана с пря-
прямым трапециевидным крылом, оборудованным закрылками.
Относительная толщина профиля крыла — 5%, передняя кромка
с углом стреловидности 25° имеет радиус закругления 6 мм.
В качестве управляющих поверхностей использовались диф-
дифференциальный стабилизатор и два киля — основной и под-
фюзеляжный — с поворотными концевыми секциями (закон-
цовка нижнего киля перед посадкой отбрасывалась). Непод-
Неподвижные секции килей оснащались тормозными щитками.
Поскольку частично полет самолета Х-15А должен был
проходить за пределами атмосферы, то аэродинамическая си-
система управления была дополнена реактивными двигателями
ориентации и стабилизации, работающими на перекиси водо-
водорода. Блоки с 12 двигателями тягой 18—50 кг монтировались
в носовой части аппарата и на законцовках крыла. Управле-
Управление работой этих ЖРД осуществлялось с помощью отдельной
ручки управления (всего их в кабине было три).
Пространственное положение ракетоплана контролирова-
контролировалось по показаниям инерциальных блоков. Первоначально са-
самолеты оснащались системой наведения фирмы «Sperry
Gyroscope», а позднее блоками компании «Honeywell», подго-
подготовленными для аппарата «Dyna Soar».
Для пилота, находившегося в герметизированной кабине,
был разработан специальный высотный скафандр, полностью
108 ЗШш> А, ШУМИЛИН
обеспечивающий условия жизнедеятельности. Таким образом,
ракетоплан Х-15Астал своеобразным прототипом перспектив-
перспективных космических кораблей.
Силовая конструкция планера изготавливалась в основном
из нержавеющей стали и титана, внешняя обшивка из жаро-
жаропрочного никелевого сплава инконель (Inconel-X), способного
выдерживать температуры от -184 °С до 650 °С. Около 65% сбо-
сборочных соединений в конструкции выполнялось сваркой.
Наибольшие проблемы при разработке самолетов Х-15А воз-
возникли с созданием силовой установки. Проектированием кис-
кислородно-аммиачного двигателя XLR-99 с пустотной тягой 31,7 т
(на земле 25,8 т) занималась фирма «Reaction Motors» (под-
(подразделение компании «Thiokob). Обеспечение требуемых ха-
характеристик (масса — 280 кг, повторный запуск, дросселиро-
дросселирование тяги — до 40%) существенно задержали его поставку.
Поэтому во избежание срыва сроков начала летных испы-
испытаний аппаратов Х-15Абыло предложено на первых двух из-
изделиях установить два четырехкамерных двигателя XLR-11 тя-
тягой по 3,6 т. Ранее эти ЖРД, работавшие на жидком кислоро-
кислороде и спирте, использовались на ракетоплане Х-1.
Сборка первого самолета Х-15Абыла завершена в октябре
1958 г. На торжественной церемонии передачи изделия заказчи-
заказчикам присутствовал вице-президент США Ричард Никсон A913—
1994), поскольку на фоне успешных космических запусков в СССР
данный проект стал вопросом национального престижа.
Подготовка к испытаниям ракетопланов Х-15А длилась
около года — первый планирующий полет после отделения от
самолета-носителя аппарат совершил в июне 1959 г., а с за-
запуском двигательной установки спустя три месяца. Для про-
проведения летных испытаний аппаратов Х-15Абыли переобору-
переоборудованы два бомбардировщика В-52. Ранее использовавшиеся^
для запусков экспериментальных моделей самолеты В-29 и
В-50уже не подходили по своим характеристикам. На само-
самолете В-52 новые ракетопланы крепились под правом крылом
на специальном пилоне.
Запуски аппаратов Х-15Апосле сброса с самолета-носите-
самолета-носителя над территорией шт. Невада проводились в юго-западном
направлении с посадкой на базе Эдвардз (шт. Калифорния).
Для обеспечения полетов выделялся воздушный коридор дли-
длиной 780 км и шириной 90 км с запасными аэродромами и РЛС,
принимавшими информацию с борта ракетоплана (на самих
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
аппаратах размещалось около 600 кг контрольно-измеритель-
контрольно-измерительного оборудования, включая примерно 1000 датчиков давле-
давления, температуры и прочих параметров).
Отделение ракетоплана происходило на высоте примерно
13,5 км. Практически сразу же пилот включал маршевый дви-
двигатель. В зависимости от задач полета, длившегося 10—12 мин,
траектория ВКС представляла собой либо «горку» (при дости-
достижении максимальных высот), либо имела горизонтальный уча-
участок для разгона модели на высоте около 30 км.
Уже на 15 полете (май 1960 г.) аппарат Х-15А, развив ско-
скорость 3377 км/ч, побил прежний неофициальный рекорд ско-
скорости, установленный в 1956 г. на ракетоплане Х-2. С начала
1961 г, после того как на аппаратах стал применяться штат-
штатный двигатель XLR-99, сложность испытаний резко возросла.
В августе 1963 г. был установлен неофициальный рекорд вы-
высоты — 108 км.
(В соответствии с американскими правилами, летчикам
совершившим полет на высоте свыше 80 км, присваивается
звание астронавта.)
После трех лет испытаний NASA, решив большую часть
аэродинамических задач программы, постепенно стало прово-
проводить на борту самолетов Х- 15А прикладные и научные экспе-
эксперименты. Тематика исследований была разнообразной: испы-
испытания теплозащиты для ракеты «Сатурн», отработка навига-
навигационного оборудования для программы «Аполлон», замеры
плотности атмосферы, съемка звезд в ультрафиолетовом диа-
диапазоне, сбор микрометеоритов, исследования солнечного спек-
спектра и другие.
К 1964 г. объем данных по подобным исследованиям и эк-
экспериментам в интересах перспективных программ составил
примерно 65% от всей целевой информации, полученной при
запусках самолетов Х-15; а к 1968 г., когда их испытания были
завершены, эта величина существенно возросла.
В 1962 г. был утвержден план мероприятий по подготовке
одного из аппаратов Х-15Ак полетам со скоростью М=8. Для
увеличения продолжительности активного участка второй лет-
летный образец, поврежденный при аварийной посадке, был осна-
оснащен подвесными топливными баками длиной 6,7 м и диамет-
диаметром 0,96 м. После выработки запаса топлива массой 6,1 т и от-
отделения от ВКС на высоте 21,6 км при скорости 0,61 км/с баки
возвращались на землю с помощью парашютной системы.
110
А. ШУМИЛИН
Проекции самолета Х-15А-2
Кроме того, центральная часть фюзеляжа модернизирован-
модернизированного аппарата, получившего обозначение Х-15А-2, была удли-
удлинена на 0,73 м. В полученном дополнительном объеме были
размещены баки для жидкого водорода, который предполага-
предполагалось использовать при запусках экспериментального ПВРД.
Сам двигатель должен был устанавливаться на месте подфю-
зеляжного киля.
Ниже после характеристик базовой модели приведены по-
показатели ракетоплана Х-15А-2:
— длина— 15,25 м, 15,98 м;
— высота — 3,96 м, 4,3 м;
— размах крыла — 6,7 м;
— площадь крыла — 18,6 м2;
— стартовая масса — 15,1 т, 25,4 т;
— «сухая» масса — 6,8 т, 8,3 т;
— продолжительность работы ЖРД — 80 с, 150 с.
Модель Х-15А-2 была облетана летом 1964 г. По результа-
результатам предварительных испытаний специалисты рассчитали мак-
максимально возможную скорость полета — М = 7,4 (для ее уве-
увеличения потребовались бы более сложные доработки конст-
конструкции планера и силовой установки).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЬ 111
Подготовка к скоростным полетам заняла около двух лет.
Особое внимание уделялось созданию теплозащиты ракето-
ракетоплана, поскольку нагрев передних кромок крыла прогнозиро-
прогнозировался на уровне 1040—1100 °С (против зарегистрированных
ранее 716 °С).
По отдельному контракту с NASA компания «Martin»
разработала абляционный материал MA-25S, представляю-
представляющий собой силиконо-смоляную основу с наполнителем, ак-
активатором и стеклянной пудрой. Этим материалом, имею-
имеющим плотность 447 кг/м3, покрывалась с различной толщи-
толщиной @,4—7,6 мм) практически вся поверхность самолета
площадью 111м2.
Низкие прочностные характеристики покрытия MA-25S не
позволяли его использовать на передних кромках крыла и опе-
оперения. В этих местах устанавливались литые профили из мате-
материала ESA-3560, изготовленного на силиконовой основе со стек-
стеклотканью. Плотнооть этого вещества составляла 862 кг/м3. Об-
Общая же масса теплозащиты ВКС достигла 204 кг.
Выбор теплозащитных покрытий самолета Х-15А-2 предоп-
предопределялся не только их техническими, но и эксплуатацион-
эксплуатационными характеристиками. Одним из основных требований,
предъявлявшихся к теплозащите, был непродолжительный
период повторного нанесения материалов на изделие. Для по-
покрытия MA-25S этот показатель составлял пять недель.
Однако практически теплозащита на аппарате Х-15А-2 ис-
использовалась только однажды — при запуске ракетоплана
3 октября 1967 г., когда была развита рекордная скорость
2020 м/с, соответствующая М=6,72 (вкл. 16).
В ходе этого полета на подфюзеляжном киле ракетоплана
был подвешен макет перспективного ПВРД. Возникшие при
его обтекании скачки уплотнения образовали в хвостовой час-
части сложную аэродинамическую интерференцию, вызвавшую
семикратный рост тепловых нагрузок. В результате этого (не-
(неизвестного ранее) эффекта наложения тепловых потоков от
различных скачков уплотнения температура на передней кром-
кромке киля достигла 1650 °С. После скоротечного уноса абляци-
абляционного покрытия и разрушения конструкции пилона макет дви-
двигателя был сорван, а в подфюзеляжном киле образовался про-
прогар размерами 7,5x15,5 см, что привело к повреждениям
коммуникаций хвостового отсека самого ракетоплана. Тем не
менее пилоту удалось совершить нештатную посадку.
112 ¦»» А. ШУМИЛИН
Проведенный анализ состояния самолета вынудил NASA
и ВВС отказаться не только от дальнейших экспериментов с
ПВРД, но и вообще от новых скоростных полетов. Восстанов-
Восстановленный аппарат был передан в музей.
Также остались нереализованными планы оснащения од-
одного из аппаратов Х-15А дельтавидным крылом большой стре-
стреловидности и с вертикальными законцовками (в такой конфи-
конфигурации изделие несколько напоминало ВКС «Dyna Soar»). Для
обеспечения скорости полета до М=8 предлагалось, как и в
случае с моделью Х-15А-2, удлинить фюзеляж и использовать
подвесные топливные баки.
Затем на базе этой модификации планировалось изготовить
ракетоплан, рассчитанный на достижение скорости М=12. Его
силовая установка должна была комплектоваться более мощ-
мощным разгонным ЖРД, например кислородно-водородным
J-2S — модернизированным вариантом двигателя с верхней сту-
ступени ракеты «Сатурн», а также ПВРД со сверхзвуковым горе-
горением. Отличительной особенностью последнего двигателя яв-
являлось то, что он в отличие от неудачно испытанного макета
не монтировался на пилоне, а являлся составным элементом
нижней части фюзеляжа (так называемая интегральная ком-
компоновка).
Несмотря на утрату одного из самолетов и гибель его пи-
пилота в 1967 г., программа Х-15 считается наиболее успешной
из экспериментальных проектов. При запусках изделия были
получены уникальные данные о гиперзвуковых режимах по-
полета крылатых аппаратов. В частности, было установлено, что
при гиперзвуковом обтекании в пограничном слое формирует-
формируется турбулентный поток, а не ламинарный, как предполагалось
ранее, при этом удельные тепловые потоки оказались несколько
меньше расчетных; что поверхностное трение при сверхзвуко-
сверхзвуковых скоростях также ниже теоретического значения; что кре-
крестообразное хвостовое оперение крайне затрудняет управление
по крену при входе в плотные слои атмосферы с большими
углами атаки, и многое другое.
Летные испытания самолетов Х-15 продемонстрировали
широкие возможности пилотов по управлению высокоскорос-
высокоскоростными летательными аппаратами на всех этапах полета. В ря-
ряде случаев, эффективно используя ЖРД ориентации и аэроди-
аэродинамические исполнительные элементы, летчики осуществля-
осуществляли вход в атмосферу на скорости М=6 с углом наклона
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
траектории -38° и при угле атаки аппарата 26°. Также успеш-
успешно выполнялось маневрирование и управление энергией само-
самолета на переходных режимах спуска и при посадке. *
Наконец, полеты ракетопланов подтвердили возможность
эффективной работы человека в условиях невесомости. Стати-
Статистика начального периода испытаний свидетельствует, что в
13 из первых 44 запусков без вмешательства пилота (или сра-
срабатывания резервных систем) самолет неминуемо потерял бы
управление.
Всего за весь период летных испытаний было осуществле-
осуществлено 199 полетов самолетов Х-15 (в стремлении завершить про-
программу круглой цифрой было предпринято 11 безуспешных
попыток очередного старта, однако большей частью из-за по-
погодных условий двухсотый полет так и не состоялся). При
109 запусках ракетопланы развили скорость свыше М—5, при
четырех испытаниях — свыше М — 6.
Полученные в ходе программы Х-15 данные широко исполь-
использовались в последующих проектах, в том числе и при создании.
МТКС «Спейс Шаттл», также проектировавшейся фирмой
«North American». Более того, реально достигнутые при разра-
разработке и испытаниях ракетопланов характеристики стали осно-
основой для определения технических и эксплуатационных показа-
показателей перспективных многоразовых транспортных систем.
Так, например, на разработку и изготовление планера, а также
на проведение летных испытаний было израсходовано 45% бюд-
бюджета программы A63 млн долл. по курсу 1957 г.); на создание
маршевого ЖРД— треть указанной суммы. В итоге удельная
стоимость готового двигателя составила 13 024 долл./кг, плане-
планера— 4260 долл./кг, инерциальной системы наведения
10 375 долл./кг (для аналогичной системы аппарата «Dyna Soar»
этот показатель определялся 14 724 долл./кг).
Затраты на проведение одного полета самолета Х-15А в сред-
среднем составили 602 тыс. долл., из которых около 270 тыс. долл.
тратились на послеполетное обслуживание и ремонт изделия.
Продолжительность предстартовой подготовки, в которой
было занято около 25 человек, менялась в пределах 20—40 дней.
Большую часть времени C8%) занимало текущее обслужива-
обслуживание аппаратов, 12% уходило на ожидание хорошей погоды,
11% — на восстановительный ремонт конструкции
(в основном шасси и остекления фонаря кабины), 7% — на ре-
ремонт двигательной установки.
А. ШУМИЛИН
Некоторые из приведенных значений были использованы
NASA в качестве контрольных параметров при подготовке тех-
технического задания на разработку МТКС «Спейс Шаттл», на-
начавшейся в 1970 г.
Шестидесятые же годы были полностью посвящены лун-
лунной программе. Поэтому работы по перспективным ВКС оста-
остались на уровне экспериментальных проектов, в ходе которых
проводились запуски масштабных моделей, исследовались про-
проблемы пилотирования аппаратов различных схем на сверх- и
дозвуковых скоростях, создавались новые технологии...
АППАРАТЫ М2 И HL-10.
В начале 1950-х годов на основе теоретических и экспери-
экспериментальных исследований наиболее оптимальной формой го-
головных частей перспективных баллистических ракет был при-
признан затупленный носовой конус. Возникающий перед таким
аппаратом при входе в плотные слои атмосферы отсоединен-
отсоединенный скачок уплотнения существенно снижает тепловые нагруз-
нагрузки на конструкцию и дает возможность, уменьшив толщину
теплозащитных покрытий, увеличить массу боезаряда.
В то. же время участвовавшие в этих работах специалисты
NACA обнаружили, что эта зависимость в целом сохраняется
и для полуконусов. Более того, ими была выявлена и другая
особенность подобных тел: при гиперзвуковом обтекании за
счет разницы давления потока на верхнюю и нижнюю поверх-
поверхность создается подъемная сила, позволяющая существенно,
в сравнении с баллистическими капсулами, увеличить манев-
маневренность изделия при сходе с орбиты.
По своим планирующим характеристикам летательные ап-
аппараты с несущим корпусом (такое название получила данная
схема) занимают промежуточное положение между орбиталь-
орбитальными самолетами и баллистическими капсулами. Если пер-
первые, обладающие гиперзвуковым качеством в 2,5—2,8, как,
например, «Dyna Soar» и Х-15, обеспечивают при возвраще-
возвращении на Землю значительную боковую дальность и небольшие
перегрузки, то капсулы затупленной конической или сфери-
сферической формы с качеством 0,25—0,5, как у кораблей «Дже-
мини» и «Аполлон», характеризуются прямо противополож-
противоположными определениями названных параметров.
Кроме того, использование спускаемых капсул в составе
пилотируемых кораблей требует значительных затрат на обес-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <—ШЁ- 115
печение запуска и возвращение. Расчеты показали, что для
гарантированного спасения отстреленной капсулы от отказав-
отказавшей ракеты-носителя вдоль трассы полета необходимо разме-
разместить около 15 кораблей, тогда как для крылатого аппарата
требуется только три судна, а это на порядок снижает стои-
стоимость поисково-спасательных работ. Меньшая маневренность
аппаратов с несущим корпусом несколько увеличивает пло-
площадь района аварийной посадки и соответственно задейство-
задействованных кораблей, но и в этом случае экономия средств в срав-
сравнении с первым вариантом будет весьма ощутимой — затраты
сократятся примерно в 6 раз.
К другим достоинствам «несущих корпусов» следует отне-
отнести высокое конструктивное совершенство (отсутствие крыль-
крыльев, являющихся при запуске пассивной массой, и высокая
плотность компоновки), возможность многоразового примене-
применения, более низкая в сравнении с традиционными ВКС стои-
стоимость разработки и т.п. Поэтому такие системы не могли не
привлечь к себе внимания специалистов.
В конце 1950-х годов специалистами Лаборатории им. Эй-
Эймса, позднее получившей статус центра, была рассчитана мо-
модель спускаемого аппарата в виде затупленного полуконуса с
плоской верхней поверхностью. Для путевой устойчивости
предполагалось использовать два вертикальных киля, продол-
продолжавших обводы фюзеляжа.
Возвращаемый космический аппарат такой конфигура-
конфигурации, названной М2, имел гиперзвуковое качество в преде-
пределах 1,4—1,'5 единиц и допускал маневры в боковой плоско-
плоскости в пределах 630—1450 км, а дальность его полета при
сходе с орбиты достигала 5400 км (для капсулы типа «Апол-
«Аполлон» последние два показателя составляли 90—180 км и
900—1800 км соответственно).
Параллельно с Центром Эймса аналогичные исследования
велись и в Центре Лэнгли, сотрудниками которого было про-
просчитано несколько схем для будущих ВКС с несущим корпу-
корпусом. Среди рассмотренных вариантов наиболее перспективным
был признан проект с обозначением HL-10 («Horizontal
Landing» — «Горизонтальная посадка»; 10 обозначала поряд-
порядковый номер предложенной модели). По своей схеме аппарат
HL-10 существенно отличался от модели М2: почти круглая
(в миделе) верхняя поверхность с тремя килями и плоское,
немного выгнутое днище.
116 ДИи» А. ШУМИЛИН
Учитывая высокие технико-эксплуатационные характери-
характеристики подобных аппаратов, в 1961 г. NASA совместно с
ВВС рассмотрело предложения по их использованию в рамках
лунной программы для возвращения астронавтов на Землю, а
позднее в качестве средства спасения экипажа аварийного ко-
корабля «Аполлон», находящегося на низкой околоземной ор-
орбите. Однако ни один из этих проектов принят не был.
Несмотря на существенное сокращение ассигнований на
экспериментальные проекты, работы по несущим корпусам
были продолжены, но благодаря усилиям энтузиастов отдель-
отдельных подразделений NASA. Один авиамоделист, ознакомившись
со схемой аппарата М2, изготовил его масштабную модель и
провел серию бросковых испытаний с небольшого беспилотно-
беспилотного самолета. После ряда доработок изделие стало демонстри-
демонстрировать неплохие летные характеристики.
Реальные успехи дали основание конструктору показать
видеозапись полетов модели руководству Центров Эймса и
Драйдена, наиболее активно занимавшихся перспективными
летательными аппаратами. Результаты смотрин превзошли
ожидания — директор Центра Драйдена выделил из резерв-
резервных фондов 10 тыс. долл. на изготовление полномасштабного
аппарата и помог найти фирму-изготовителя, а директор Цен-
Центра Эймса согласился провести аэродинамические испытания
готовой модели.
Сборка аппарата M2-F1 («Manned»— «Пилотируемый»,
«Flight» — «Летный образец») началась осенью 1962 г. в од-
одном из ангаров Центра Драйдена. Силовая конструкция моде-
модели длиной около 6 м изготовлялась из алюминиевых трубок,
корпус — из фанеры (допуск на обводы фюзеляжа определял-
определялся 1,6 мм). На верхней (прямой) кромке хвостовой части изде-
изделия монтировались два элевона. Внешние алюминиевые кили,
расстояние между которыми составляло 2,9 м, оснащались
рулями направления; кроме того, на них с некоторым накло-
наклоном монтировались элевоны длиной по 68 см.
Хорошие результаты продувок в аэродинамической трубе
летной модели M2-F1, выполненных в феврале 1963 г., позво-
позволили приступить к рулежным испытаниям. Однако здесь ста-
стали возникать проблемы — в Центре Драйдена не нашлось под-
подходящего средства для разгона изделия массой 450 кг. Но среди
участников работ оказался профессиональный автогонщик,
который помог приобрести по дешевке «Понтиак» с форсиро-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ванным двигателем. Этот автомобиль обеспечивал разгон мо-
модели до скорости 160—195 км/ч.
Начало испытаний также оказалось не очень удачным.
Незначительные элементы управления отличались низкой эф-
эффективностью и не обеспечивали должной стабилизации изде-
изделия, при этом отрицательное влияние оказывали и спутный
поток от автомобиля. Проблемы были решены путем усовер-
усовершенствования управляющих поверхностей и отказа от цент-
центрального киля.
Добившись хорошей управляемости аппарата M2-F1, ин-
интенсивность его испытаний резко увеличилась (в общей слож-
сложности было выполнено свыше 60 рулежных пробежек); в ряде
прогонов высота подъема модели над поверхностью достигала
6 м — ну это уже был практически свободный полет.
Воодушевленные успехами участники проекта во главе с
пилотом NASA Милтоном Томпсоном A926 г.р.) — единствен-
единственным гражданским летчиком, когда-то отобранным в группу
испытателей ВКС «Dyna Soar», — уговорили директора Цен-
Центра Драйдена на отцепку аппарата от автомобиля для само-
самостоятельного планирования.
Директор пошел на риск, санкционировав эти эксперимен-
эксперименты. Но это было ничто по сравнению с его последующим разре-
разрешением начать бросковые испытания модели с высоты 3—4 км,
куда она буксировалась самолетом С-47.
Для выполнения подобных полетов на аппарате было смон-
смонтировано катапультируемое кресло массой 77 кг, подготовлен-
подготовленное фирмой «Weber» за два месяца. Кроме того, модель была
оснащена аварийными двигателями для увеличения скорости
при нештатной посадке.
Первый планирующий полет аппарата M2-F1 состоялся
16 августа 1963 г. После отделения от буксировщика летчик
выполнил ряд маневров, в ходе которых была оценена эффек-
эффективность рулей направления и элевонов. На высоте 610 м пи-
пилот приступил к выравниванию модели для посадки.
В целом аппарат продемонстрировал хорошую управляе-
управляемость и устойчивость. Однако при определенных режимах по-
полета было зафиксировано явление ¦голландского шага» («Dutch
roll»), заключающееся в возникновении при небольших углах
атаки резких колебаний в плоскости крена или рыскания; так-
также отмечалась чувствительность изделия к порывам ветра (по-
(поэтому на начальном этапе испытания проводились при скоро-
А. ШУМИЛИН
сти ветра не выше 2,5 м/с, позднее этот критерий был смяг-
смягчен до 5—7,2 м/с).
Директор NASA узнал об осуществленном полете лишь
из запроса одного из конгрессменов, прочитавшего об экспе-
эксперименте в одной из газет. Как водится, руководство Центра
Драйдена ждали серьезные неприятности, но весомыми до-
доводами в его защиту были эффектный полет принципиально-
принципиального нового аппарата и низкая стоимость выполненных работ
(около 30 тыс. долл.).
Поэтому после традиционного «разбора полета» и проведе-
проведения доработок изделия испытания были продолжены. Доста-
Достаточно успешная реализация программы M2-F1 (всего было осу-
осуществлено около 90 планирующих полетов с небольшим ко-
количеством аварийных ситуаций), создали весомые предпосылки
для расширения работ по данной тематике.
Летом 1964 г. NASA заключило с компанией Northrop кон-
контракты на разработку двух экспериментальных ракетопланов
M2-F2 и HL-10, предназначенных для изучения характерис-
характеристик аппаратов с несущим корпусом на небольших сверхзвуко-
сверхзвуковых скоростях. Данные модели, изготовленные из алюминие-
алюминиевого сплава, предлагалось комплектовать ЖРД тягой около
4 т. Их запуски, как и ракетоплана Х-15, должны были осу-
осуществляться на высоте примерно 13 км с подкрыльевого пи-
пилона самолета В-52.
По внешнему облику первая модель в основном повторяла
базовое изделие — аппарат M2-F1: полуконус с плоской верх-
верхней поверхностью оснащался двумя вертикальными килями
без внешних элевонов, их рули направления допускают ис-
использование в качестве тормозных щитков. Для расширения
обзора кабина пилота была смещена вперед, а носок изделия
имел остекление. В целях улучшения условий обтекания и
снижения сопротивления корпус модели был несколько удли-
удлинен. В хвостовой части аппарата M2-F2 размещался подфюзе-
ляжный щиток для управления по тангажу, верхняя поверх-
поверхность корпуса завершалась парой щитков-элевонов, в проти-
вофазе обеспечивавших управление по крену.
Корпус аппарата HL-10, наоборот, представлял собой пере-
перевернутый полуконус с плоским днищем й закругленной верх-
верхней частью фюзеляжа. Кроме того, эта модель имела централь-
центральный киль. На верхней поверхности хвостовой части монтирова-
монтировались два трапециевидной формы элевона с небольшими
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
119
Аппарат M2-F2 на подкрыльевом пилоне самолета В-52
щитками. Центральный киль имел разрезной руль направле-
направления, а на внешних килях монтировались балансировочные па-
панели. Эти панели вместе с щитками элевонов применялись для
стабилизации изделия только на этапах транс- и сверхзвуково-
сверхзвукового полета; после активного участка при планировании на ско-
скорости М=0,6—0,8 они фиксировались во избежании резкого сни-
снижения аэродинамического качества при посадке. Расчетная ско-
скорость приземления оценивалась примерно в 360 км/ч.
Поскольку разработка ракетопланов M2-F2 и HL-10 велась
в достаточно жестких финансовых ограничениях (всего на оба
проекта было выделено 1,8 млн долл.), то в целях экономии
средств обе модели комплектовались уже готовыми элемента-
элементами и узлами: основное шасси было взято с истребителя
F-5 (модификации Т-38), передняя опора —с тренировочного
самолета Т-39, катапультируемое кресло^— с истребителя F-106,
которое обеспечивало покидание аппаратов даже при транспор-
транспортировке самолетом В-52, и т.п.
А. ШУМИЛИН
Приборное оборудование моделей M2-F2 и HL-10 также от-
отличалось простотой — при первых полетах на них отсутство-
отсутствовали даже датчики пространственного положения. Среди ос-
основных измерительных приборов назывались высотомер, ак-
акселерометр, датчики скорости, угла атаки и скольжения.
Оба аппарата оснащались однотипным двигателем XLR-11
тягой 3,6 т, применявшимся непродолжительное время на са-
самолете Х-15. Для увеличения дальности полета при аварий-
аварийной посадке на аппаратах монтировались вспомогательные
ЖРД, работавшие на перекиси водорода.
При выполнении бросковых испытаний топливные баки
моделей заполнялись водой общей массой 1,81 т. Основные
характеристики аппаратов M2-F2 и HL-10 представлены в таб-
таблице 2.1.
Первый планирующий полет аппарата M2-F2 состоялся
12 июля 1966 г. Модель массой 2,67 т была отделена от само-
самолета В-52 на высоте 13,5 км при скорости 697 км/ч (М = 0,6).
Снизившись до высоты 11,8 км, пилот М. Томпсон совершил
левый разворот на 90° с углом крена 45°. Аналогичный вираж
был выполнен перед заходом на посадку. Выравнивание моде-
модели началось при горизонтальной скорости 504 км/ч. Постепенно
скорость снижения была уменьшена с 75 до 3 м/с, а горизон-
горизонтальная скорость при касании поверхности земли составила
306 км/ч. Автономный полет изделия продолжался 3 мин 37 с.
При 16-м полете A0 мая 1967 г.) произошла аварийная
посадка, едва не стоившая жизни пилоту. Причиной потери
управления изделием стал «голландский шаг», при котором
угол крена достигал 140°.
Полуразрушенный аппарат М2-Р2было решено восстано-
восстановить и существенно доработать конструкцию. Для обеспече-
обеспечения поперечной устойчивости на модели, получившей обозна-
обозначение M2-F3, был установлен центральный киль, а также бло-
блоки реактивных двигателей системы управления.
Бросковые испытания аппарата M2-F3 возобновились в
июне 1970 г., первый полет изделия с включением маршевого
ЖРД состоялся спустя полгода. На заключительном этапе лет-
летных испытаний, завершившихся в 1972 г., ракетоплан
M2-F3 использовался для решения ряда вспомогательных за-
задач, например, для отработки системы дистанционного управ-
управления изделием (подобное оборудование предполагалось создать
для МТКС «Спейс Шаттл»), а также для оценки летных ха-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
121
рактеристик модели при предельно допустимых высотно-ско-
ростных режимах полета.
Начало бросковых испытаний аппарата HL-10 с самолета
В-52 также было осложнено серьезными проблемами. После
первого же автономного полета, состоявшегося в декабре
1966 г., модель потребовала серьезных доработок — управляе-
управляемость изделия в поперечном направлении была признана край-
крайне неудовлетворительной, при разворотах эффективность эле-
элевонов резко падала. Для устранения недостатков потребова-
потребовалась существенная доработка внешних килей, формирующих
поток над управляющими поверхностями.
Планирующие полеты модели HL-10 продолжились лишь
весной 1968 г. При двенадцатом испытании, осуществленном
в октябре указанного года, впервые был произведен запуск
маршевого ЖРД.
Предполетная подготовка аппарата HL-10
122
А. ШУМИЛИН
Так же как и модель M2-F3, аппарат HL-10 использовал-
использовался в интересах программы «Спейс Шаттл». Последние два
его полета, выполненные летом 1970 г., были посвящены от-
отработке посадки с включенной силовой установкой (в ходе
этого эксперимента предполагалось оценить эффективность
применения вспомогательных двигателей на заключительном
этапе спуска орбитальной ступени МТКС). В этих целях ос-
основной двигатель модели XLR-11 был заменен тремя ЖРД
на перекиси водорода.
В целом эксперимент прошел успешно — работавшие при
посадке двигатели позволили уменьшить угол глиссады с 18°
до 6°. Однако, как отметил пилот аппарата, несмотря на ак-
активную работу наземных средств наведения, некоторые слож-
сложности возникли при определении момента включения ЖРД.
За весь период испытаний аппарата HL-10 было выполне-
выполнено 37 стартов. При этом модель (в комплектации с основным
двигателем) установила рекордные для всех ракетопланов с
несущим корпусом показатели скорости (М=1,86) и высоты
полета B7,5 км).
Таблица 2.1
Основные характеристики ракетопланов
M2-F2 (M2-F3) и HL-10
Модель
Длина, м
Поперечный размер, м
Высота, м
Площадь в плане, м2
Гиперзвуковое качество
Дозвуковое качество
Стартовая масса, т
Посадочная масса, т
Сроки испытаний
Число полетов
Максимальная скорость, м
Максимальная высота, км
M2-F2 (M2-F3)
6,76
2,92
2,69
14,86
1,2
3,1
4,08
2,13-3,63
1966—1972
43
1,67
21,8
HL-10
6,76
4,6
3,48
15,05
1,3
3,3
4,26
2,4-3,63
1966-1970
37
1,86
27,5
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
МОДЕЛИ ASSET.
Высокая сложность программы «Dyna Soar», приведшая в
конечном счете к ее закрытию, выявила невозможность со-
создания в ближайшие годы подобных воздушно-космических
самолетов. В связи с этим, а также вследствие жестких фи-
финансовых ограничений ВВС были вынуждены радикально из-
изменить стратегию работ по маневренным трансатмосферным
аппаратам, а именно: сосредоточиться на освоении необходи-
необходимых технологий в рамках небольших экспериментальных про-
проектов.
Тем не менее большая часть НИОКР по данному направле-
направлению была объединена и согласована с общими задачами комп-
комплексной программы START («Spacecraft Technology and
Advanced Reentry Tests» — «Испытания технологий возвраще-
возвращения перспективных космических аппаратов»). Первым этапом
этой долгосрочной программы стал проект ASSET
(«Aerothermodynamic/Elastic Structural Systems Environmental
Tests» — «Аэротермодинамические испытания конструкции»),
прежде имевший задачу отработки основных элементов аппа-
аппарата «Dyna Soar».
В ходе реализации пересмотренного проекта Asset, затра-
затраты на который составили 34 млн долл., в 1963—1965 гг. были
произведены запуски шести беспилотных крылатых аппара-
аппаратов — четырех модели ASV («Aerothermodynamic Structural
Vehicle») и двух модели AEV («Aerothermoelastic Vehicle»).
Первые из них предназначались для испытаний новых конст-
конструкционных материалов и изучения условий полета при вхо-
входе в атмосферу со скоростью 5—6 км/с, а аппараты второго
типа использовались для оценки прочностных характеристик
конструкции изделия (вибраций, деформации, флаттера и т.п.).
При стартовой массе 500—550 кг модели ASV и AEV, из-
изготовленные по заказу ВВС фирмой «McDonnell Aircraft», име-
имели идентичную конфигурацию: длина— 1,73 м, размах кры-
крыла— 1,5 м, стреловидность— 70° (как и у аппарата «Dyna
Soar»), аэродинамическое качество при гиперзвуковых скоро-
скоростях оценивалось в 1.
На аппаратах Asset была применена радиационная тепло-
теплозащита. Носовой конус и большая часть нижней поверхности
моделей изготовлялись из молибденового сплава TZM; специ-
специальное покрытие W-3 на основе кремния и бора обеспечило
стойкость молибдена к окислению до температур 1690 °С. Не-
124
А. ШУМИЛИН
Вариант аппарата Asset с бортовым двигателем
посредственно носок изделия выполнялся из керамики с дву-
двуокисью циркония;, на одном из аппаратов ASV для экспери-
эксперимента использовался носок из вольфрама, покрытого окисью
тория. Передние кромки собирались из графитовых элемен-
элементов, часть крыла и фюзеляжа изготавливались из ниобия, хво-
хвостовой отсек покрывался панелями на основе кобальта. Сило-
Силовая конструкция была выполнена из алюминия и титана.
Аппараты ASV оснащались восемью реактивными двига-
двигателями тягой 0,9—2,2 кг. Два работающих на перекиси водо-
водорода ЖРД были установлены в хвостовом отсеке, остальные
монтировались в задней части крыльев. Для спасения моде-
моделей использовались парашютная система и надувные балло-
баллоны, которые обеспечивали их плавучесть после приводнения.
Во избежание помех при замерах деформации конструкции
реактивные двигатели на аппаратах AEV не применялись. Един-
Единственным управляющим элементом изделия являлся подфюзе-
ляжный щиток размером 0,3 х 0,6 м с углом отклонения в на-
набегающий поток 1,3°. Для изучения флаттера в хвостовом отсе-
отсеке была установлена гофрированная перегородка B0 х 25 см) и
механизм ее принудительной вибрации (своеобразный молоток,
производящий удары каждые шесть секунд). По диссонансу с
колебаниями от внешних нагрузок специалисты определяли
характер и параметры реального флаттера. Поскольку спасе-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ 12 5
ние моделей AEV не предусматривалось, то все результаты экс-
экспериментов передавались по радиоканалам.
Для выведения аппаратов Asset использовались ракеты
«Тор» и «Дельта»; все запуски производились со стартовой
площадки LC-17B космодрома на м. Канаверал. Примерная
схема испытаний была такова: лосле достижения высоты 50—
65 км ракета делала «горку» для увеличения скорости полета
до заданного значения, затем проводились отключение мар-
маршевого ЖРД и увод разгонной ступени.
Отделение моделей AEV осуществлялось при скорости
3,96 км/с, моделей ASV — на скоростях 4,87—5,94 км/с; угол
атаки аппаратов при входе в плотные слои атмосферы варьи-
варьировался в пределах 20—38е. Для регистрации параметров по-
полета использовалось около сотни датчиков (на первой модели
ASV замеры температуры производились 59 приборами, дав-
давления — 35, деформации — 6 и ускорения — 4).
Подготовка к развертыванию парашютной системы (у мо-
моделей ASV) начиналась на высоте 22 км при скорости полета
422 м/с. После стабилизации изделия тормозным парашютом
основной купол раскрывался на высоте 7,5 км.
Из шести осуществленных по программе Asset запусков
один окончился неудачей из-за отказа ракеты, а один оказал-
оказался настолько успешным, что спасенный аппарат ASV-3 (с экс-
экспериментальным носком из вольфрама) «мог бы использоваться
повторно».
МОДЕЛЬ Х-23А.
В ходе дальнейшего развития программы START ВВС,
оценив успехи NASA по проекту М2, сосредоточили свои
усилия на изучении аэродинамических характеристик и ус-
условий полета моделей ВКС с несущим корпусом.
По оценкам военных специалистов, трансатмосферные ап-
аппараты данного типа могли применяться для решения широ-
широкого спектра задач, например, в сочетании с ракетным бло-
блоком или самолетом-разгонщиком для проведения разведыва-
разведывательных и ударных операций, в том числе и в пилотируемом
режиме. А возможности маневрирования при сходе с орбиты
и планирующий полет в атмосфере делают такие аппараты
весьма привлекательным средством оперативного и^Ьтноси-
тельно дешевого возвращения на Землю фотоматериалов с
А. ШУМИЛИН
борта разведывательных спутников (широко применяющие-
применяющиеся в этих целях баллистические капсулы требуют весьма до-
дорогостоящих поисково-спасательных работ, причем в весьма
ограниченные сроки).
Проект PRIME («Precision Recovery Including Maneuvering
Entry» — «Маневренный спуск для посадки в заданном райо-
районе»), ставший вторым этапом программы START, предусмат-
предусматривал разработку и осуществление запусков на суборбиталь-
суборбитальные траектории четырех беспилотных моделей Х-23А. Основ-
йой задачей проекта являлась оценка маневренности аппаратов
с несущим корпусом при гипер- и сверхзвуковом (до М = 2)
режимах полета, испытания новых теплозащитных покрытий,
элементов системы управления и прочее.
Головным подрядчиком по проекту в 1964 г. была выбра-
выбрана компания Martin, в течение нескольких лет проектировав-
проектировавшая подобные ВКС для различного применения.
По своей аэродинамической схеме аппараты Х-23А отно-
относятся к моделям семейства SV-5 («Space Vehicle» — «Косми-
«Космический аппарат»), конфигурация которых была обсчитана и
предложена компанией Martin. В плане эти аппараты имеют
треугольную форму с углом стреловидности 77°. Нижняя по-
поверхность плоская, что важно при гиперзвуковом полете; но-
носовая часть несколько выгнута вверх для продольной устой-
устойчивости при сверхзвуковом обтекании. Необычной является и
выпуклая верхняя поверхность корпуса, с изломом образую-
образующая двускатную хвостовую часть с двумя вертикальными ки-
килями (подобные обводы обеспечивают приемлемые летные ха-
характеристики при дозвуковом планировании и посадке). Тео-
Теоретическое значение аэродинамического качества подобных
аппаратов на дозвуковых скоростях достигает 4,5, а при ги-
гиперзвуковом режиме до 1,4. Для аппарата Х-23А, имевшего
фирменное обозначение SV-5D, последний показатель соста-
составил 1,2—1,3.
Аппарат Х-23А, масса которого составляла 403 кг, длина —
2,1м, а ширина— 1,2 м, качественно отличался от моделей
Asset как по задачам испытаний, так и в конструктивном от-
отношении. Так, например, использование на моделях Х-23А аб-
абляционных теплозащитных покрытий позволило изготовить
силовы^элементы из обычных алюминиевых сплавов и нержа-
нержавеющей стали.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Для маневрирования в ходе суборбитального полета в хво-
хвостовой части изделия размещались два управляющих щитка с
гидроприводами. Кроме того, в основании каждого киля уста-
устанавливалось по три реактивных двигателя, работавших на газо-
газообразном азоте. Расчетная дальность бокового маневра для
аппаратов Х-23А оценивалась в 1100—1280 км.
Достаточно тяжелый хвостовой отсек потребовал макси-
максимального смещения бортового оборудования к носку изделия
(для облегчения монтажа и работ с приборами корпус пере-
передней части был выполнен как съемный элемент конструкции).
Однако, несмотря на все усилия разработчиков, в носке при-
пришлось установить балласт массой 40,8 кг. Тем не менее плот-
плотность компоновки бортовых систем достигла 574 кг/м3, а ко-
коэффициент использования полезного объема составил 0,62.
Несмотря на сложные обводы, модель характеризуется до-
достаточно низким значением отношения площади внешней по-
поверхности E,47 м2) к общему объему @,7 м3). Данный пара-
параметр оптимизировался еще на стадии проектирования изде-
изделия с целью уменьшения массы теплозащитных покрытий.
На аппарате Х-23А, внешняя обшивка которого допускала
нагрев до 204 °С, использовались абляционные материалы. Но-
Носок модели изготавливался литьем из углерод-фенольного ком-
композита FM-5065. Максимальная толщина носового конуса до-
достигала 8,9 см в точке полного торможения потока, минималь-
минимальная составляла 2,5 см.
Такой же материал наносился и на нижнюю поверхность
подфюзеляжных щитков. Требования по профилю этих эле-
элементов ограничивали толщину накладок, поэтому щитки раз-
размером 30,5x30,5 см изготавливались из бериллиевых загото-
заготовок толщиной 1,2 см. Термостойкость этого металла D27 °С)
позволила снизить толщину теплозащиты до 4,2 см. Верхняя
поверхность этих щитков была покрыта эластомерным сили-
силиконовым композитом ESA-3560HF.
Последний материал, также использовавшийся на передней
части фюзеляжа и боковых сторонах вертикальных килей,
представлял собой гибкую сотовую основу из стекловолокна,
которая заполнялась силиконовой резиной с нейлоновыми и
кремниевыми нитями, задерживающими унос материала при
обугливании. Наличие гибкой основы предотвращало образо-
образование трещин и разрывов при различных деформациях, на-
А. ШУМИЛИН
пример при воздействии низких температур в ходе космиче-
космического полета.
Вся хвостовая часть аппарата, включая передние кромки
килей, покрывалась материалом ESA-5500, отличавшимся от
предыдущего большей плотностью и жаростойкостью. Толщи-
Толщина слоя данного теплозащитного покрытия изменялась
от 2 до 7 см.
Массовая сводка по теплозащите с указанием в скобках
массы самих элементов конструкции была такой:
— носок — 13,5 кг;
— корпус — 72,9 кг E6,6 кг);
—- щитки — 18,1 кг G,9 кг);
— кили — 5 кг C кг).
Итого: 109,5 кг F7,5 кг).
Таким образом, общая масса теплозащитных покрытий и
конструкции аппарата Х-23АA77кг) составила 44% от стар-
стартовой массы изделия, что было признано значительным успе-
успехом компании «Martin».
Запуски аппаратов Х-23А осуществлялись ракетами «Ат-
«Атлас» с территории базы Ванденберг в направлении полигона
Кваджалейн. Достигнув высоты 170—180 км, ракета выпол-
выполняла «горку» для сообщения изделию скорости 7,7 км/с, прак-
практически соответствующей скорости схода с орбиты. .Затем про-
происходил сброс головного обтекателя и отделение модели, ко-
которая начинала выполнять запланированные маневры в
автоматическом режиме. После выхода аппарата из зоны плаз-
плазменного обтекания и восстановления радиосвязи управление
полетом осуществлялось наземными службами, размещенны-
размещенными на атолле Кваджалейн.
На высоте около 30 км и при скорости М=2 подавалась ко-
команда на развертывание парашютной системы. Сначала вы-
выбрасывался тормозной шар-баллон, после стабилизации изде-
изделия раскрывался основной купол диаметром 14,3 м. Общая
продолжительность полета составляла около 30 мин.
Для спасения аппарата Х-23А использовался самолет С-130,
который в воздухе должен был произвести захват изделия за
развернутую над парашютом нейлоновую сеть. Запасным ва-
вариантом являлось использование надувных баллонов, которые
обеспечивали плавучесть модели до прибытия поисковых ко-
кораблей.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
129
При первом запуске B1 де-
декабря 1966 г.) проводилась
оценка работоспособности бор-
бортовых систем аппарата Х-23А,
поэтому маневры в полете не
проводились. Отделившись от
ракеты, модель совершила пла-
планирующий спуск в заданный
район полигона, однако из-за
отказа парашютной системы
она затонула в океане. Анализ
телеметрической информации
показал, что основная часть
полета проходила в штатном
режиме.
В ходе второго старта E мар-
марта 1967 г.) модель выполнила
активные маневры, позволив-
позволившие ей удалиться от исходной
траектории сначала в одну сто-
сторону, а затем в другую на рас-
расстояние до 1052 км, то есть были
продемонстрированы возможно-
возможности полета в коридоре шириной
свыше 2100 км. Однако нештат-
нештатное раскрытие парашюта вновь
не позволило произвести захват
аппарата в воздухе. Кроме того,
при приводнении возникли не-
нерасчетные перегрузки и из-за
оторвавшегося надувного балло-
баллона изделие утонуло.
Полностью успешным оказался третий запуск 19 апреля
1967 г. В ходе этого полета модель совершила маневры с бо-
боковой дальностью 1500 км, а самолет-спасатель произвел за-
захват изделия на высоте 3,7 км.
Таким образом, впервые удалось получить дополнительные
данные об условиях полета аппарата Х-23А. Максимальная
температура на поверхности модели достигала 1635 °С; внут-
внутри корпуса она не превысила 18 °С. Унос теплозащитного по-
покрытия оказался меньше ожидавшейся величины на 9 кг.
5-1179 Шумилин
Аппарат Х-23А, спасенный
после космического полета.
Использование термокраски
показывает распределение
тепловых потоков по корпусу
А. ШУМИЛИН
Результаты трех осуществленных полетов позволили в пол-
полной мере решить поставленные перед проектом PRIME зада-
задачи. Поэтому ВВС сочли возможным отказаться от запуска чет-
четвертой модели аппарата Х-23А. В итоге общие затраты на про-
программу составили 35 млн долл.
АППАРАТЫ Х-24А И Х-24В.
Третий, завершающий этап программы START — проект
PILOT («Piloted Low-Speed Tests» — «Пилотирование аппа-
аппаратов на малых скоростях») предусматривал дальнейшее изу-
изучение аэродинамических характеристик аппаратов с несущим
корпусом на небольших сверхзвуковых, транс- и дозвуковых
скоростях, причем в пилотируемом режиме.
В 1966 г. по заказу ВВС компания «Martin Marietta» при-
приступила к созданию ракетоплана Х-24А, способного развивать
скорость до М=2. По внешнему облику аппарат с фирменным
обозначением SV-5P был схож с моделью Х-23А; наиболее су-
существенными отличиями в аэродинамической схеме нового
изделия являлось наличие центрального киля и восьми уп-
управляющих поверхностей.
Аппарат Х-24А
Внешние кили оснащались разрезными рулями направле-
направления, верхние секции которых считались основными. В хвос-
хвостовой части аппарата Х-24А располагалось по две пары щит-
щитков-элевонов, выполнявших функции руля высоты (при сим-
симметричном смещении) и элеронов (при дифференциальном
отклонении). Возможности пилота по изменению угла татга-
жа определялись диапазоном от - 25 до 4- 35°.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯС 131
Кроме того, в ходе полета проводилась автоматическая ба-
балансировка управляющих поверхностей в зависимости от ско-
скорости полета и угла атаки. Таким образом, модель Х-24А ста-
стала одним первых летательных аппаратов, на которых была
реализована система активного управления.
Несмотря на подобные новшества, сложность управления
аппаратом оказалась достаточно высокой. Общее число инди-
индикаторов, датчиков и переключателей, размещенных в кабине
пилота, почти в полтора раза превысило приборную оснащен-
оснащенность моделей M2-F2 и HL-10.
Обшивка корпуса аппарата Х-24А изготавливалась из алю-
алюминиевого сплава. В герметизированной кабине монтировалось
катапультируемое кресло, обеспечивающее покидание самолета
на нулевой высоте и при нулевой скорости. Основные харак-
характеристики изделия представлены в сводной таблице 2.2.
Силовая установка ракетоплана Х-24А комплектовалась
основным — четырехкамерным двигателем XLR-11-RM-13 тя-
тягой 3,62 т и двумя вспомогательными тягой по 181 кг, пред-
предназначенными для увеличения скорости при нештатной по-
посадке. Цилиндрические баки жидкого кислорода и несколько
разбавленного спирта для маршевого ЖРД размещались в цен-
центральной части фюзеляжа.
Запуски аппаратов Х-24А осуществлялись с борта самоле-
самолета В-52 на высоте 13,5 км и при скорости М=0,6—0,8. Поле-
Полетам с включенным маршевым ЖРД, начавшимся в марте
1970 г., предшествовал длившийся почти год этап бросковых
испытаний, в ходе которых отрабатывалась техника захода на
посадку.
В штатном режиме активный полет аппарата Х-24А выпол-
выполнялся по следующей схеме: после отделения от самолета и до-
достижения высоты около 20 км модель выполняла «горку». На
высоте 6—8 км начинались маневры: виражи влево и вправо,
изменение угла тангажа, выравнивание и посадка со скорос-
скоростью 260—574 км/ч.
В период с апреля 1969 г. по июнь 1971 г. было осуществ-
осуществлено 28 запусков модели Х-24А.
Учитывая заинтересованность многих организаций в раз-
развитии аппаратов с несущим корпусом, компания «Martin
Marietta» на собственные средства изготовила два аналога ап-
аппарата Х-24Ас турбореактивным двигателем J60 тягой 1,5 т.
Эти модели с рабочим обозначением SV-5J были рассчитаны
А. ШУМИЛИН
на самостоятельный взлет с аэродрома и набор высоты для
последующего планирующего спуска. Однако данная инициа-
инициатива, имевшая в первую очередь учебно-тренировочные цели,
не была поддержана правительственными структурами, и про-
проект был закрыт.
Среди причин отказа от закупки модели SV-5J, вероятно,
следует назвать незначительный объем данных, который можно
было бы получить при ее испытаниях. В то время как отличи-
отличительной особенностью всех исследовательских работ по аппа-
аппаратам с несущим корпусом являлось разнообразие аэродина-
аэродинамических схем.
Летом 1971г. ВВС объявили о создании на базе модели
Х-24А ракетоплана Х-24В. В целя^ экономии средств в соста-
составе нового изделия широко применялись отдельные элементы
силовой конструкции и бортовые системы предшественника,
включая маршевый ЖРД. Качественным же изменениям под-
подверглась аэродинамическая схема модели. Треугольный в плане
фюзеляж с плоским днищем приобрел двойную стреловид-
стреловидность — в носовой части 78°, в хвостовой 72°. Подобная форма
обеспечила изделию гиперзвуковое качество около 2,5. При
этом дальность бокового маневра при сходе с орбиты увеличи-
увеличилась бы до 2000—2400 км.
Выбранная схема с обозначением FDL-8X была рассчи-
рассчитана специалистами Лаборатории аэродинамики полета FDL
(Flight Dynamics Laboratory), входящей в структуры ВВС,
для перспективных ударных и разведывательных аппаратов
с крейсерской скоростью М=4—12. Заданные для модели
Х-24В показатели максимальной скорости (М=1,5—1,7) и вы-
высоты полета A8—20 км) определялись лишь мощностью дви-
двигательной установки и прочностью алюминиевого корпуса.
(Позднее ВВС предполагали изготовить две усиленные мо-
модификации этой модели — одну для отработки перспектив-
перспективных ВРД, а другую для изучения условий полета при воз-
возвращении с орбиты. Однако эти планы воплощения не по-
получили.)
Управляющие поверхности хвостовой части фюзеляжа и
вертикальных килей модели были сохранены с базового изде-
изделия. Однако обе пары щитков стали теперь использоваться
только в качестве руля высоты. Для поперечного управления
было решено использовать два внешних элерона, установлен-
установленных в расширенной части корпуса.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
133
Таблица 2.2
Основные характеристики ракетопланов Х-24А и Х-24В
Модель
Длина, м
Поперечный размер, м
Высота корпуса /на шасси, м
Площадь в плане, м2
Гиперзвуковое качество
Дозвуковое качество
Стартовая масса, т
Посадочная масса, т
Сроки испытаний
Число полетов
Максимальная скорость, м
Максимальная высота, км
Х-24А
7,3
4,2
2,2/ 3,15
15
1,4
4,5
5,3
2,72
1969—1971
28
1,6
21,7
Х-24В
11,5
5,8
2,2/3,15
31
2,5
5
5,9
3,5
1973—1975
36
1,75
23
Программа летных испытаний аппарата Х-24В состояла из
трех этапов каждый продолжительностью около года. В ходе
первого из них, начавшегося летом 1973 г., была проведена
серия бросковых испытаний и активных полетов с целью об-
общей оценки модели. Потом началось усложненное пилотиро-
пилотирование на различных скоростных режимах, траекториях, вы-
высотах, эксперименты по изучению взаимодействия элементов
управления и т.п. Затем модель стала применяться для обес-
обеспечения других программ, в первую очередь «Спейс Шаттл».
При реализации последней программы широко использо-
использовались данные, полученные при создании и испытаниях всех
ракетопланов с несущим корпусом. Тем не менее летные ха-
характеристики аппарата Х-24В и мастерство его пилотов ока-
оказались решающими факторами при решении весьма значимо-
значимого вопроса о применении в составе орбитального корабля
МТКС вспомогательных двигателей для активного маневриро-
маневрирования на заключительном этапе спуска и при посадке.
Летчики, испытывавшие ракетопланы, считали неоправ-
неоправданным наличие на орбитальной ступени дополнительной си-
силовой установки с соответствующим запасом топлива. В лю-
любом случае выход в зону включения посадочных двигателей
134 ДЬ» А, ШУМИЛИН
требует достаточно высокой точности при планировании. Ана-
Анализ условий экспериментальной посадки модели HL-10 с ра-
работающими ЖРД показал, что в таком режиме процесс
управления изделием только усложняется, и нагрузка на пи-
пилота существенно возрастает.
Окончательное решение по проблеме было принято в августе
1975 г., когда два испытателя— один от NASA, а другой от
ВВС — выполнили штатные полеты на аппарате Х-24В с демон-
демонстрационной посадкой на бетонную полосу базы Эдвардз. В обо-
обоих случаях при спуске с высоты около 18 км и с углом планиро-
планирования 24° летчики обеспечили точность приземления около 1,5 м.
Посадка аппарата Х-24В
По мнению испытателей, подобную посадку можно было
бы произвести на любом из созданных аппаратов с несущим
корпусом. Однако по своим летным и пилотажным характе-
характеристикам ракетоплан Х-24В был признан наилучшим. Далее
по составленному летчиками рейтингу следовали модели
HL-10, M2-F3H Х-24А(вкл. 18).
АППАРАТ Х-38.
С началом разработки МТКС «Спейс Шаттл» исследования
по перспективным воздушно-космическим самолетам и раке-
ракетопланам были практически приостановлены. Конструкторс-
Конструкторский интерес к annapaTaMv с несущим корпусом вновь стал про-
проявляться в конце 1980-х — начале 1990-х годов. Наиболее круп-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ные программы, предполагавшие создание ВКС с такой аэро-
аэродинамической схемой, освещены ниже. Этот же раздел завер-
завершает проект Х-38, непосредственно связанный с разработка-
разработками прошлых лет.
В 1998—2001 гг. в рамках программы Х-38 NASA провело
серию летных испытаний возможного прототипа спускаемого
с орбиты аппарата Crew Return/Rescue Vehicle (CRV), пред-
предназначенного для экстренной эвакуации экипажа Междуна-
Международной космической станции (МКС) при возникновении раз-
различных кризисных ситуаций: крупной аварии на борту орби-
орбитального комплекса, серьезного заболевания кого-либо из
астронавтов или приостановления полетов МТКС «Спейс
Шаттл». На начальном этапе сборки и эксплуатации МКС эти
функции должен выполнять российский трехместный корабль
«Союз». Позднее, когда численность экипажа станции возрас-
возрастет до шести-семи человек, потребуется более вместительный
спускаемый аппарат, а возможно, и не один.
В 1995 г. Центр Джонсона в инициативном порядке при-
приступил к изучению проектного облика корабля спасения CRV.
В качестве основных требований, предъявленных к перспек-
перспективному изделию, указывались следующие:
— продолжительность нахождения в космосе в составе
МКС — один год с возможностью увеличения срока до трех лет;
— доставка к станции — на борту МТКС «Спейс Шаттл»
или обычными ракетами;
— вместительность — 6 человек без скафандров;
— время, необходимое для отделения от МКС, — несколь-
несколько минут;
— продолжительность автономного полета — 9 ч;
— точность приземления — 9 км.
Для корабля CRV специалистами рассматривался тради-
традиционный набор аэродинамических схем: баллистическая кап-
капсула, несущий корпус и крылатый аппарат самолетного типа.
Последний был отклонен из-за высокой стоимости и сложнос-
сложности проекта (например, создание гидравлических систем, рас-
рассчитанных на длительное пребывание в космосе, представля-
представляется трудноразрешимой задачей). Незначительная боковая
дальность спускаемых капсул при необходимости посадки в
заданном районе ставила дилемму: либо увеличение длитель-
длительности автономного полета в космосе до 18 ч для прохождения
определенной точки схода с орбиты, либо активное использо-
А. ШУМИЛИН
вание бортовой двигательной установки. И то и другое приво-
приводило к существенному увеличению массы изделия: в первом
случае в результате повышения ресурса систем жизнеобеспе-
жизнеобеспечения, а во втором из-за дополнительных запасов топлива.
Таким образом, наиболее оптимальным вариантом оказал-
оказался аппарат с несущим корпусом. Маневренные характеристи-
характеристики таких ВКС позволяют осуществлять сход с орбиты каждые
3—4,5 ч.
Проблемы, связанные с низким аэродинамическим каче-
качеством на дозвуковых скоростях: некоторые сложности пило-
пилотирования, высокая посадочная скорость до 460 км/ч, длин-
длинный пробег и т.п., были исключены отказом от обычной само-
самолетной посадки. Приземление корабля CRV должна обеспечить
парашютная система типа летающее крыло. В этом случае го-
горизонтальная скорость изделия при касании земли опорами
лыжного шасси не превысит 65 км/ч, вертикальная составля-
составляющая будет около 3,6 м/с, что соответствует нормам безопас-
безопасности, в том числе и для больных или травмированных астро-
астронавтов. Другим преимуществом такой посадки является то,
что исключается необходимость нахождения на борту аппара-
аппарата профессионального пилота. Полет корабля CRV проводится
в автоматическом режиме. Участие астронавтов ограничива-
ограничивается лишь выбором места посадки и времени схода с орбиты,
а также управлением парашютом на заключительном участке
спуска.
Изучение условий полета корабля CRV на различных эта-
этапах возвращения на Землю и отработка ключевых элементов
перспективного ВКС стали основными задачами проекта Х-38.
Данный проект был утвержден с весьма ограниченным бюд-
бюджетом, что соответствовало выдвинутой в те годы руководством
NASA концепции «Быстрее, лучше, дешевле» (Faster, Better,
Cheaper). Поэтому на создание четырех экспериментальных
аппаратов (двух для бросковых испытаний и двух для выпол-
выполнения реального космического полета) выделялось 80 млн долл.
На реализацию всей программы CRV, предусматривавшей со-
создание четырех штатных кораблей, предполагалось израсхо-
израсходовать всего 500 млн долл., тогда как разработка спускаемой
капсулы типа применявшейся в составе корабля «Аполлон»
тогда оценивалась в 2 млрд долл.
(После начала работ по проекту Х-38 выявилось резкое не-
несоответствие утвержденного бюджета реальным затратам, в
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
связи с чем NASA было вынуждено существенно увеличить
ассигнования на разработку экспериментальных моделей,
ограничившись при этом испытанием одного орбитального ап-
аппарата.)
В целях экономии средств специалисты Центра Джонсона
решили сократить объем предварительных исследований и
выбрали в качестве прототипа новых экспериментальных ап-
аппаратов ракетоплан Х-24А. Данное решение было продикто-
продиктовано наиболее детальной цроработкой последнего изделия: толь-
только продолжительность продувок его масштабных моделей в
аэродинамических трубах составила 5000 часов. Кроме того, в
отличие от других аппаратов с несущим корпусом схема этого
ракетоплана была испытана не только на сверхзвуковых и до-
дозвуковых скоростях, но и в условиях суборбитального полета
и входа в атмосферу на высоких гиперзвуковых скоростях (име-
(имеются в виду запуски моделей Х-23А).
В итоге аппараты Х-38 практически полностью повторили
конфигурацию базового изделия вплоть до обводов фонаря
кабины пилота (наиболее заметным их отличием стало отсут-
отсутствие центрального киля). При создании новых моделей пред-
представители фирмы «Scaled Composites», которая стала голов-
головным разработчиком, попросту снимали шаблоны с аппарата
SV-5J, находящегося в музее Академии ВВС. Также для уп-
упрощения расчетов были завышены предельно допустимые на-
нагрузки на корпус изделия, и вместо традиционного для аэро-
аэрокосмической промышленности коэффициента 1,4 был принят
троекратный запас прочности.
Для проведения бросковых испытаний аппарата Х-38 было
изготовлено две модели V-131 и V-132, к орбитальному полету
готовилась модель V-201. Первые представляют собой 80%-ную
копию корабля CRV, их длина составляет 7,2 м, поперечный
размер — 4,5 м, а масса — 6-^6,3 т. Модель V-201 длиной 9 м,
шириной 5,4 м и массой около 9 т практически идентична штат-
штатному изделию.
Корпус моделей серии «130» выполнен в основном их ком-
композитов, у орбитального аппарата кабина экипажа и хвосто-
хвостовой отсек имеют алюминиевую конструкцию и обшивку с по-
покрытием из графито-цианатного материала на эфиро-эпоксид-
йой основе (graphite-cyanate ester epoxy). Для его теплозащиты
предлагалось применять усовершенствованные плитки с орби-
орбитальной ступени МТКС «Спейс Шаттл». Двигательная установ-
А. ШУМИЛИН
ка изделия, которая должна сбрасываться перед входом в плот-
плотные слои атмосферы, комплектуется восемью гидразинными
ЖРД тягой по 11 кг каждый.
Отличительной чертой проекта Х-38, как и всей програм-
программы создания МКС, является его международный характер.
Активным партнером NASA стало Европейское космическое
агентство ESA, также проводящее исследования по многора-
многоразовым авиационно-космическим системам. Значительный
объем работ по аэродинамическому расчету модифицирован-
модифицированной модели был выполнен французской компанией «Dassault»,
хвостовой отсек, носок и передние кромки килей изготовлены
немецкими фирмами «MAN Technologie» и DASA (ныне вхо-
входящей в состав консорциума EADS), посадочные опоры спро-
спроектированы в Испании и т.п.
Бросковые испытания аппаратов Х-38, которые проводи-
проводились на базе Эдвардз, начались в марте 1998 г. с десятимесяч-
десятимесячным отставанием от первоначально составленного графика ра-
работ. Целью первого полета была отработка техники разверты-
развертывания парашютной системы, поэтому использовавшаяся модель
V-131 никаких маневров не выполняла (все управляющие по-
поверхности: два подфюзеляжных щитка и рули направления
на килях находились в фиксированном положении).
Отделение аппарата от самолета В-52 произошло на высо-
высоте 7 км при скорости 323 км/ч (вкл. 17). На 4 с свободного
полета был осуществлен выброс тормозного парашюта диамет-
диаметром 18 м, который размещался в хвостовой части корпуса.
После перецепки строп парашюта на передний узел подвески
(Т+llc) началось вращение изделия, завершившееся после
двух полных оборотов. На высоте 4,5 км в момент Т+54 с сра-
сработала система раскрытия основного купола площадью 510 м2
(этот парашют-крыло имеет размах 43 м и массу 362 кг, для
штатного изделия готовился парашют площадью 680 м2). Дан-
Данная операция, длившаяся около 30 с, сопровождалась проти-
противоположным вращением модели, кроме того, произошел час-
частичный разрыв одной из секций парашюта.
Тем не менее это не привело к ухудшению ситуации и на
высоте 3,6 км спуск стабилизировался, скорость снижения
уменьшилась до 6—9 м/с при горизонтальной составляющей
в 63—90 км/ч. В момент касания земли данные параметры име-
имели значение 5,1 м/с и 61 км/ч соответственно. Перегрузка при
этом достигла 11,4 единицы, смягчение удара обеспечили сми-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
139
Спуск аппарата Х-38
наемые амортизаторы опор с
рабочим ходом 56 см. Общая
продолжительность полета со-
составила 7 мин 19 с, дальность
перелета — 2,9 км.
На устранение выявлен-
выявленных недостатков парашютной
системы, разработанной фир-
фирмой «Pioneer Aerospace», по-
потребовался почти год. Второе
испытание модели V-131, про-
прошедшее в расчетном режиме,
состоялось в феврале 1999 г.
После этого полета использо-
использовавшийся аппарат подвергся
некоторой модернизации: на
нем был установлен макет
стыковочного устройства и из-
изменена форма хвостовой час-
части фюзеляжа, -верхняя поверх-
поверхность которой приобрела более плавные без характерного из-
излома обводы (это было сделано с целью изучения возможностей
увеличения внутреннего объема изделия).
Полеты усовершенствованной модели с обозначением
V-131R возобновились в конце 2000 г. В период доработки пер-
первого изделия бросковые испытания с постепенным увеличени-
увеличением высоты отделения и продолжительности полета выполня-
выполнялись с использованием второго аппарата.
Наиболее сложным стало восьмое испытание, состоявшее-
состоявшееся в декабре 2001г. Отцепка аппарата Х-38 от самолета
В-52 была произведена на высоте 13,7 км. В течение минуты
автономного полета модель развила скорость 805 км/ч. На вы-
высоте около 9 км началось раскрытие парашютной системы.
Управление парашютом при планирующем спуске, длив-
длившемся 12 мин, осуществлялось по командам из Центра Драй-
дена, где был оборудован зал, имитирующий кабину аппара-
аппарата Х-38. Оператор (профессиональный астронавт) получал ин-
информацию о ходе полета с видеокамер, установленных на
модели, при этом использовалась специальная компьютерная
программа «Landform», представляющая трехмерное изобра-
изображение рельефа местности по трассе полета. Испытание ус-
А. ШУМИЛИН
пешно завершилось посадкой модели с горизонтальной ско-
скоростью 64 км/ч.
Данный полет стал последним испытанием моделей Х-38.
В середине 2002 г. из-за значительного перерасхода средств
на развертывание и эксплуатацию орбитальной станции NASA
объявило о прекращении работ как по аппаратам Х-38, так и
проекту CRV в целом. К тому времени стоимость создания
штатного корабля спасения уже оценивалась в 1,3—1,5 млрд
долл. Поэтому в целях экономии средств NASA сочло целесо-
целесообразным продолжать эксплуатацию МКС с экипажем из трех
человек.
Пересмотренные NASA планы вызвали негативную ре-
реакцию у европейских организаций. Подобное развитие со-
событий существенно ограничило участие исследователей ESA
в эксплуатации МКС и практически обесценило весомый
вклад европейских компаний в программу Х-38, в том чис-
числе и в создание орбитальной модели, сборка которой близи-
близилась к завершению. Объем незаконченных работ по изде-
изделию выражался в 50 млн долл. Для его выведения в космос
на борту МТКС и проведения орбитального полета с возвра-
возвращением на Землю требовалось изыскать всего около 80 млн
долл.
В связи со сложившейся ситуацией ESA выразило готов-
готовность принять на себя значительную часть расходов, связан-
связанных с подготовкой орбитальной модели к запуску и последу-
последующей разработкой аппарата спасения CRV. В ходе состояв-
состоявшихся переговоров европейская ставка была доведена до
500 млн долл. Однако американская сторона не приняла это-
этого предложения *.
* Об истинной мотивировке принятого США решения, ставшего
причиной серьезных разногласий между партнерами, однозначно су-
судить затруднительно. Возможно, NASA не придавало и по-прежнему
не придает большой значимости проводимым на борту МКС научным
исследованиям, а увеличение численности экипажа привело бы лишь
к росту затрат на транспортировку астронавтов; возможно, со време-
временем агентство предполагало изыскать необходимые средства и само-
самостоятельно завершить разработку аппарата CRV. Нельзя исключать и
политическую подоплеку: нежелание делиться с ESA возможностями
по проведению пилотируемых полетов, поскольку значительный фи-
финансовый вклад европейцев в программу наложил бы на NASA весьма
серьезные обязательства.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Таким образом, очередная попытка создания ВКС с несущим
корпусом окончилась неудачей. Прагматический расчет, высо-
высокий технический риск и финансовые ограничения не позволяют
руководству космических программ отклоняться от уже апроби-
апробированных схем и конструкторских решений. Со всей нагляднос-
наглядностью это проявилось уже при разработке МТКС «Спейс Шаттл».
МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ»
Программа «Спейс Шаттл», вобравшая в себя и блистатель-
блистательные успехи, и тяжелейшие за всю историю космонавтики ка-
катастрофы, заслуживает отдельной книги, если не многотомно-
многотомного описания. Поэтому в разделе представлены лишь общие
характеристики МТКС и ее основных компонентов, подведе-
подведены некоторые итоги двадцатидвухлетней эксплуатации пер-
первой многоразовой авиационно-космической системы, а также
описаны работы по ее модернизации и совершенствованию.
Проектно-конструкторские изыскания по формированию
концепции транспортной системы нового поколения, до недав-
недавнего времени активно проводившиеся NASA и которые сейчас
выполняются военными организациями, предопределили на-
начало этого раздела — оно посвящено истокам программы
«Спейс Шаттл», ее исходному замыслу и эволюции ранних
проектов МТКС, завершившейся выбором современной конфи-
конфигурации.
ВЫБОР СХЕМЫ.
В конце 1960-х годов по мере завершения подготовки к
полетам с высадкой на Луну NASA активизировало работы по
изучению путей дальнейшего развития пилотируемой програм-
программы. Следующим этапом освоения космоса было определено
развертывание сначала станции «Скайлэб», проектировавшейся
на элементной базе проекта «Сатурн-Аполлон». Позднее наме-
намечалось создать орбитальный комплекс нового поколения, рас-
рассчитанный на 10—12 человек. Эта станция рассматривалась в
качестве передовой базы для освоения с участием человека
ближнего околоземного пространства, а затем и дальнего кос-
космоса (в частности, предлагалось в конце 1970-х построить оби-
обитаемую базу на поверхности Луны, а в 1980-е годы осуществить
пилотируемые полеты к Марсу).
142 ДИ» А. ШУМИЛИН
В то же время отмечалось, что необходимой предпосылкой
успешной реализации подобных планов является наличие де-
дешевого средства выведения в космос значительных по своей
массе объектов и грузов. Наиболее эффективным решением
данной проблемы считается создание многоразовой транспор-
транспортной системы, основные элементы которой после решения своей
задачи спускались на Землю для повторного использования.
Более того, стоимость эксплуатации такой МТКС, выполняю-
выполняющей «челночные» рейсы по маршруту «Земля— орбита», су-
существенно бы сократилась, если бы ее спасаемые ступени об-
обладали высокой маневренностью для самостоятельного возвра-
возвращения непосредственно к месту старта.
Таким образом, оптимальной с точки зрения текущих за-
затрат на эксплуатацию является транспортная система с кры-
крылатыми разгонными и орбитальными ступенями (ОС), спо-
способными при спуске на Землю совершать планирующий по-
полет с обычной самолетной посадкой. (Хотя существуют и в
различное время прорабатывались иные промежуточные или
альтернативные схемы спасаемых ОС, например со склады-
складывающимися крыльями, разворачивающимися вертолетными
лопастями и т.п.)
Острая потребность в дешевой транспортной системе про-
проявилась уже при планировании работ на станции «Скайлэб».
Налаживание «массового» производства дорогостоящих ра-
ракет «Сатурн-IB» и кораблей «Аполлон» для постоянной экс-
эксплуатации этого орбитального комплекса в пилотируемом
режиме было признано неоправданным. В итоге за шесть лет
нахождения станции в космосе A973—1979) на ней побыва-
побывало, причем только в течение первого года ее полета, лишь
три экспедиции.
Поэтому проекты создания новой орбитальной станции и
многоразовой транспортной системы, получившей собствен-
собственное имя «Спейс Шаттл» («Space Shuttle» — «Космический чел-
челнок»), первоначально рассматривались как взаимосвязанные
программы. Однако их высокая стоимость вызвала негатив-
негативную реакцию у конгрессменов — несмотря на всеобщее вос-
восхищение высадкой человека на Луну, бюджет NASA форми-
формировался в весьма жестких ограничительных рамках (как-ни-
(как-никак страна вела войну во Вьетнаме). В результате наиболее
приоритетной задачей была признана разработка системы
«Спейс Шаттл».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДИЕ 14 3
Выбор в пользу создания МТКС был обусловлен более низ-
низким уровнем технического риска, необходимостью деЛевого
средства выведения космических аппаратов, а также широки-
широкими функциональными возможностями ее орбитальной ступе-
ни^ Предполагалось, что постепенное увеличение продолжи-
продолжительности полета ОС с 7 до 30 суток позволит проводит на ней
практически все виды исследований и экспериментов. При этом
новая транспортная система должна предоставить следующие
преимущества:
— многоразовое использование ступеней МТКС, самосто-
самостоятельно возвращающихся к месту старта, и интенсивная эк-
эксплуатация системы (в начале 1970-х годов частота ее запус-
запусков прогнозировалась на уровне 50—60 полетов в год) на по-
порядок должны сократить стоимость выведения грузов в
космос;
— небольшие перегрузки при запуске и выполнение орби-
орбитальных операций по развертыванию полезного груза с учас-
участием человека позволяют смягчить требования, предъявляе-
предъявляемые к новым КА, и соответственно уменьшить затрат^! на их
разработку;
— высокая маневренность ОС, присутствие экипажа дают
возможность проводить инспекции и обслуживание спутников
на орбите, а при необходимости возвращать их на Землю для
ремонта или модернизации (для текущего обслуживания спут-
спутников, находящихся на высоких орбитах, предполагалось при-
применять многоразовый межорбитальный буксир, который рас-
рассматривался как составная часть будущей МТКС).
При этом ожидалось, что экономический эффект от упро-
упрощения разработки и эксплуатации космических аппаратов на-
намного (в три-четыре раза) превысит экономию от сокращения
стоимости их выведения.
Первые контракты на подготовку предложений по проект-
проектному облику многоразовой транспортной системы, предвари-
предварительно обозначенной как ILRV («Integrated Launch and Re-
Reentry Vehicle» — «Единое средство запуска и возвращения»),
NASA заключило с четырьмя промышленными компаниями
в начале 1969 г. В ходе работы подрядчиками рассматрива-
рассматривались различные компоновочные варианты МТКС — от одно-
одноступенчатого крылатого аппарата со сбрасываемыми топлив-
топливными баками до многоблочной пакетной схемы. Анализ пред-
представленных фирмами материалов показал, что наиболее
144 «ЖЬ» А, ШУМИЛИН
эффективной является система с двумя ступенями самолет-
самолетного toma. Контракты на проработку МТКС в такой конфи-
конфигурации были заключены в мае 1970 г. с компаниями «North
American Rockwell» и «McDonnell Douglas».
Исходное техническое задание было таковым: разрабаты-
разрабатываемая МТКС со стартовой массой 1500 т комплектуется дву-
двумя крылатыми пилотируемыми ступенями; на обеих ступенях
используются типовые кислородно-водородные двигатели тя-
тягой по 180 т, для полета на дозвуковых скоростях при возвра-
возвращении обе ступени оснащаются ВРД.
На начальном этапе работ подрядчикам было предложено
рассмотреть орбитальные ступени в двух вариантах — с ши-
широкими (до 2700 км) и ограниченными (в 320 км) возможнос-
возможностями по боковому маневру при возвращении на Землю. Аппа-
Аппараты первой схемы характеризовались развитым дельтавид-
ным крылом с вертикальными законцовками, хорошим
аэродинамическим качеством при гиперзвуковых скоростях,
но и продолжительным периодом воздействия тепловых на-
нагрузок при входе в атмосферу; тогда как альтернативные ОС,
оснащенные небольшим прямым крылом, должны проходить
участок максимального нагрева за меньшее время, что значи-
значительно упрощает теплозащиту изделия и позволяет увеличить
массу полезного груза с 9 до 20 т.
Тем не менее в январе 1971 г., учитывая требования во-
военных организаций, NASA пересмотрело техническое зада-
задание на создаваемую МТКС. В частности, при увеличенной до
2265 т стартовой массе новая транспортная система должна
обеспечивать доставку на орбиту высотой 180 км грузов мас-
массой 29,4 т, на орбиту высотой 500 км объекты массой 11,3 т;
по дальности бокового маневра ОС стороны сошлись на ком-
компромиссном значении в 2000 км. Последнее требование пре-
предопределило аэродинамическую схему орбитальной ступени —
простое стреловидное крыло, а для обеспечения путевой ус-
устойчивости используется вертикальный киль с рулем направ-
направления.
После выбора оптимальной конфигурации будущей
МТКС NASA активизировало работы по изучению экономиче-
экономических аспектов реализации программы (на первых этапах наи-
наибольшее внимание уделялось оценке технической реализуемо-
реализуемости проекта). Принятая схема полностью соответствовала тре-
требованиям минимальных эксплуатационных затрат — стоимость
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ЛЕ> 14 5
МТКС фирмы North American Rockwell (январь 1971 г.)
запуска новой транспортной системы не превышала 5 млн долл.
Однако общие затраты на ее разработку в течение шестилет-
шестилетнего периода с проведением первого старта в 1978 г. оценива-
оценивались в 10 млрд долл., при этом пик текущего финансирования
в 2 млрд долл. приходился на 1976 ф.г.
Подобные расходы превышали запланированные бюджет-
бюджетные ассигнования на программу. В связи с этим NASA было
вынуждено приступить к изучению других схем МТКС. В ка-
качестве основной задачи было определено снижение стоимости
программы до 4,5 млрд долл. с максимальным годовым бюд-
бюджетом в 1 млрд долл.
Повторный цикл исследований и оценок не принес желае-
желаемого результата: ни один из рассматривавшихся проектов не
соответствовал предъявленным требованиям. Возникший кри-
кризис был преодолен решением о возможности применения в со-
составе МТКС отдельных одноразовых элементов. (Позднее это
решение было признано одним из самых важных за всю про-
программу «Спейс Шаттл».)
Новый подход потребовал радикального пересмотра как
общего облика всей системы, так и компоновки ее ступеней.
Наиболее удачным для решения поставленной задачи оказа-
оказалось предложение об использовании сбрасываемых баков го-
горючего, которые размещались на крыльях вдоль корпуса орби-
орбитальной ступени. За счет этого габариты ОС сократились при-
146
А. ШУМИЛИН
МТКС с орбитальной ступенью, использующей сбрасываемые баки
горючего (фирма Grumman, весна 1971 г.)
мерно на 40%, а уменьшение массы изделия дало возмож-
возможность, снизив скорость разделения ступеней с 3 км/с до
1,8 км/с, отказаться от теплозащитных покрытий на разгон-
разгонной ступени. В результате стартовая масса и в конечном сче-
счете стоимость разработки МТКС существенно сократились, но
не до требуемого уровня.
Последующее развитие идеи одноразовых внешних баков
привело к проработке варианта создания для ОС общего под-
подвесного топливного отсека (ПТО). В августе 1971 г. NASA
утвердило данный вариант основным для создаваемой транс-
транспортной системы.
В дальнейшем работы по формированию йроектного обли-
облика МТКС «Спейс Шаттл», соответствующей установленным
экономическим показателям, свелись к оптимизации схемы
разгонной ступени. Ключевым моментом этого этапа програм-
программы, определившим возможные пути решения задачи, стало
разрешение о применении в составе транспортной системы бес-
беспилотных стартовых ускорителей, как спасаемых, так и одно-
одноразовых. Тем не менее основное внимание уделялось все-таки
многоразовым разгонным блокам.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
147
Сравнительный анализ проводился для двух компоновоч-
компоновочных схем МТКС — с продольным и поперечным делением сту-
ступеней. В качестве возможных вариантов комплектации систе-
системы рассматривались различные жидкостные и твердотоплив-
твердотопливные ускорители. В ходе исследования оценивались варианты
использования жидкостных блоков с турбонасосной и вытес-
нительной системой подачи топлива, а также РДТТ диамет-
диаметром 3 м и 4 м.
Выполненный весной 1972 г. стоимостный анализ показал,
что исходя из установленного бюджета программы оптималь-
оптимальной является пакетная схема МТКС с двумя возвращаемыми
ТТУ диаметром 4 м. Затраты на реализацию такого проекта
были оценены примерно в 5 млрд долл. при стоимости запус-
запуска системы 10—12 млн долл.
В августе 1972 г. NASA определило головного разработчи-
разработчика МТКС «Спейс Шаттл» — им стала компания «Rockwell
International», прежде называвшаяся «North American
Rockwell», а ныне входящая в состав корпорации «Boeing».
0 6м
МТКС «Спейс Шаттл» (окончательный вариант)
А. ШУМИЛИН
Стоимость первого заключенного с нею контракта составила
2,6 млрд долл.
Непродолжительный период изучения схем первой ступе-
ступени, как, впрочем, и всей МТКС в новой конфигурации, мно-
многие обозреватели объясняли желанием правительства присту-
приступить к непосредственному созданию системы не позднее лета
1972 г. — то есть до президентских выборов, намеченных на
ноябрь того же года. Примечательно, что официальное указа-
указание действующего в то время президента Р. Никсона о немед-
немедленном начале разработки МТКС было сделано еще в январе
1972 г., так как развертывание широкомасштабных работ по
проекту позволяло создать нескольких десятков тысяч новых
рабочих мест. (Успешно проведенная предвыборная кампания
позволила Никсону избраться на второй срок.)
Жесткие временные ограничения на предварительные изыс-
изыскания, возможно, стали причиной тех изменений, которые
были внесены позднее в уже утвержденный проект. Ряд ново-
нововведений позволил улучшить аэродинамические и массовые
характеристики орбитальной ступени. В частности, было ре-
решено отказаться от использования воздушно-реактивных дви-
двигателей при возвращении, а для самостоятельного перегона
ОС к месту старта после посадки на запасном аэродроме пла-
планировалось монтировать ВРД на специальных пилонах (но и
от этого позднее отказались в пользу транспортировки грузо-
грузовым самолетом «Боинг-747»). Также были отклонены предло-
предложения по установке двух РДТТ для увода ОС от разгонной сту-
ступени при возникновении аварийной ситуации.
ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ СИСТЕМЫ.
Основные характеристики подготовленной в 1981 г. к экс-
эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» стали такими:
— стартовая масса — 2040 т;
— длина — 56,1 м;
— высота — 23,3 м;
— масса полезного груза: — 25 т (орбита высотой 204 км,
наклонением 28°), 18,6 т B04 км, 57°), 13,4 т B04 км, 98°, при
запуске с базы Ванденберг).
Вертикальный старт транспортной системы обеспечивает-
обеспечивается тремя двигателями SSME орбитальной ступени с общей тя-
тягой 537 т и двумя твердотопливными ускорителями с макси-
максимальной тягой по 1500 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Для эксплуатации в составе МТКС было изготовлено четы-
четыре орбитальных ступени: «Колумбия» («Columbia» — «Земля
Колумба»), «Челленджер» («Challenger» — «Бросающий вы-
вызов»), «Дискавери» («Discovery» — «Открытие») и «Атлантис»
(«Atlantis» — «Атлантический»). Длина каждой ступени со-
составляет 37,2 м, размах крыла — 23,8 м, высота — 17,3 м (на
шасси), масса конструкции — 78—82 т (в зависимости от мо-
модели ОС), масса при посадке — 104 т. С низкорасположенным
крылом двойной стреловидности (81° по наплыву и 45° в кон-
концевой части) изделие имеет аэродинамическое качество 1,3 на
гиперзвуковых скоростях и 4,4 на дозвуковом режиме.
Возможности многоразового применения ОС обеспечиваются
теплозащитными покрытиями, предохраняющими конструк-
конструкцию изделия от нагрева свыше 175 °С (предельно допустимое
значение температуры на внутренней обшивке кабины экипа-
экипажа определено в 49 °С, в отсеке полезного груза 93 °С). На ор-
орбитальных ступенях МТКС применяются четыре основных типа
теплозащиты:
— армированный углерод-углеродный материал RCC
(Reinforced Carbon-Carbon), покрывающий участки ступени с
максимальным (до 1650 °С) нагревом при сходе с орбиты (из
этого материала целиком изготавливается носовая часть и на-
наборные секции передней кромки крыла);
— высокотемпературное покрытие HRSI (High-temperature
Reusable Surface Insulation) выполнено из кварцевого волокна
повышенной чистоты. Этот материал выпускается в виде пли-
плиток размерами 15 х 15 см и толщиной 2—10 см. Верхняя и бо-
боковые грани плитки покрываются боросиликатным стеклом,
которое придает ей прочность и влагонепроницаемость; кроме
того, добавленный в покрытие пигмент черного цвета обеспе-
обеспечивает требуемые излучающие характеристики. Плитки HRSI
наносятся на участки с температурой нагрева 650—1260 °С:
на всю нижнюю поверхность ступени, включая крыло и
управляющие щитки, переднюю кромку киля, нижнюю часть
боковых стенок передней и средней секций фюзеляжа. Стан-
Стандартные плитки HRSI имеют плотность 144 кг/м3, хотя для
некоторых участков поверхности ступени (в сочленении носка
с фюзеляжем, для окантовки створок шасси, заглушек топ-
топливных магистралей и т.п.) применяются образцы с плотнос-
плотностью 354 кг/м3. В целях облегчения конструкции плитки пос-
последнего типа постепенно заменяются новым материалом Fibrous
150
А. ШУМИЛИН
Refracting Composite Insulation (FRCI) плотностью 193 кг/м3.
Отличительной особенностью плиток FRCI является 20%-ная
добавка в кварцевую матрицу алюмо-боросиликатных нитей);
— низкотемпературное покрытие LRSI (Low-temperature
Reusable Surface Insulation) плотностью 144 кг/м3 аналогично
материалу HRSL (Единственным отличием этих плиток от пре-
предыдущих является отсутствие в боросиликатном покрытии
черного пигмента. Имеющие белый цвет плитки LRSI уста-
устанавливаются на участках с температурой 370—650 °С: частич-
частично верхняя поверхность крыла (зоны у передних кромок и на
законцовках), киль, верхняя и боковые поверхности передней
части фюзеляжа, область крепления створок отсека полезного
груза. Плитки LRSI поэтапно заменяются гибкими панелями
Advanced FRSI (Flexible Reusable Surface Insulation) плотнос-
плотностью 96 кг/м3 и толщиной 1,1—2,4 см. Эти панели созданы на
базе покрытия FRSI);
— материал FRSI, представляющий собой белую силико-
силиконовую резину на войлочной основе Nomex, применяется в зо-
зонах, нагреваемых до 370 °С: верхняя часть крыла, створки от-
отсека полезного груза, хвостовая часть фюзеляжа. Панели FRSI
изготавливаются в виде листов
размером 90 х 120 см и толщи-
толщиной до 1,6 см.
Всего на орбитальной сту-
ступени МТКС «Спейс Шаттл»
устанавливается 27,5—30 тыс.
плиток и гибких панелей об-
общей массой 7—8,5 т, что со-
составляет 9—10% от «сухой»
массы изделия.
Выбор типа двигательной
установки орбитальной ступе-
ступени МТКС и последующая раз-
разработка кислородно-водород-
кислородно-водородного двигателя SSME («Space
Shuttle Main Engine») стали
одним из важнейших этапов
реализации программы
«Спейс Шаттл». Контракт на
создание этого ЖРД фирма
«Rocketdyne», являвшаяся
Испытания двигателя SSME
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
подразделением корпорации «Rockwell International», полу-
получила летом 1971 г.
Уникальность двигателя SSME заключается в его соот-
соответствии различным технико-эксплуатационным требовани-
требованиям, ранее не предъявлявшимся ни к одному из ракетных дви-
двигателей:
— тяга в вакууме — 213 т;
— широкий диапазон дросселирования тяги;
— ресурс — 55 полетов (или 7,5 ч общей наработки);
— низкие затраты на обслуживание и ремонт.
Высокие энергетические характеристики двигателя SSME
были достигнуты путем выбора замкнутой схемы работы из-
изделия с дожиганием газогенераторного газа и существенного
по сравнению с другими криогенными ЖРД повышения дав-
давления в камере сгорания до 204 кг/см2 (у двигателей J-2 тя-
тягой 102 т и RL-10A-3 тягой 7,5 т этот параметр составляет 55 и
32 кг/см2 соответственно).
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ SSME
(БАЗОВАЯ МОДЕЛЬ)
Разработчик— «Rocketdyne».
Применение — орбитальная ступень МТКС «Спейс Шаттл».
Начало эксплуатации 1981 г.
«Сухая» масса— 3,18 т.
Длина — 4,24 м.
Максимальный диаметр — 2,39 м.
Окислитель — жидкий кислород, расход компонента
408 кг/с.
Горючее — жидкий водород, расход компонента 68 кг/с.
Соотношение компонентов— 6:1.
Турбонасосный агрегат окислителя:
— масра — 261 кг;
— мощность — 17,9 МВт;
— скорость вращения — 28500 об/мин;
— давление подачи — 292,5 атм.
Турбонасосный агрегат горючего:
— масса — 351,1 кг;
— мощность — 46,23 МВт;
— скорость вращения — 34 800 об/мин;
— давление подачи — 415 атм.
А. ШУМИЛИН
Камера сгорания:
— давление — 204 атм;
— температура — 3300 °С;
— материалы — нержавеющая сталь и медный сплав
NARloy-Z;
— охлаждение — регенеративное, горючим.
Степень расширения сопла— 77,5:1.
Удельный импульс (в вакууме) — 452,9 с.
Тяга — 170,2 т (на уровне моря), 213,4 т (в вакууме).
Диапазон дросселирования тяги — 65—109%.
Продолжительность работы — 520 с (номинальная), 761 с
(максимальная).
В целях снижения эксплуатационных затрат для двигате-
двигателя SSME была принята блочная компоновка: большинство ос-
основных агрегатов ЖРД представляют собой съемные элемен-
элементы конструкции, доступ к которым не требует демонтажа дру-
других узлов. Такой подход дает возможность не только быстро
проводить контрольные проверки и текущее обслуживание
изделия, но и оперативно менять отказавшие элементы, при-
причем не снимая ЖРД с орбитальной ступени.
Другой особенностью двигателя является его автономность
в составе всей силовой установки. Функции контроля и
управления работой каждого из трех ЖРД осуществляются
отдельными контроллерами, смонтированными непосредствен-
непосредственно на изделиях. Роль этого устройства особенно важна при
возникновении нештатной ситуации, когда в автоматическом
режиме будет производиться останов отказавшего двигателя
(два других ЖРД должны обеспечить аварийное прекращение
полета орбитальной ступени).
Блочная компоновка двигателя SSME позволяет также с
минимальными затратами осуществлять различные доработ-
доработки изделия. В 1983 г. NASA утвердило десятилетнюю про-
программу поэтапной модернизации основной двигательной
установки МТКС «Спейс Шаттл». В рамках этого проекта, на-
начальная стоимость которого была определена в 1 млрд долл.,
к 2001 г. было создано четыре модификации двигателя SSME.
Так, например, модель «Block-1», эксплуатация которой на-
началась в 1995 г., оснащалась усовершенствованными тепло-
теплообменником канала отвода окислителя, коллектором газоге-
газогенераторного газа и, самое главное, новым высоконапорным
ТНА окислителя. По итогам первых лет эксплуатации
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ» 15 3
МТКС износоустойчивость последнего элемента оказалась
весьма низкой — этот агрегат требовал серьезного ремонта
уже после трех полетов.
Модель «Block-2A», используемая с 1998 г., отличается от
предшествующих ЖРД большим диаметром критического се-
сечения сопла, что позволяет несколько снизить температуру и
давление в камере сгорания. Летом 2001 г. состоялся запуск
МТКС с двигателем модели «Block-2», которая оснащается но-
новым ТНА горючего. Усовершенствованный агрегат характери-
характеризуется литым корпусом (при изготовлении прежнего исполь-
использовалась сварка), единой сборкой вала с крыльчаткой, кера-
керамическими подшипниками и т.п., что в общем позволило
примерно вдвое увеличить ресурс ТНА.
Кроме того, NASA изучает возможности создания модели
Block-З с новой «рубашкой» охлаждения сопла. В настоящее
время в ЖРД применяется наборное сопло из 1080 спаянных
трубок, новый вариант предполагает использование цельной
оболочки с фрезерованными каналами.
В целом за всю историю программы «Спейс Шаттл» было
изготовлено 106 двигателей SSME, средняя стоимость кото-
которых оценивается в 40 млн долл. В начале 2002 г. NASA при-
приняло решение о закупке еще трех изделий. Дополнительный
заказ был оформлен в рамках нового соглашения с фирмой
«Rocketdyne» о текущем обслуживании и контрольных ис-
испытаниях маршевых ЖРД орбитальной ступени. Стоимость
заключенного пятилетнего контракта составила 1,14 млрд
долл.
Составной частью двигательной установки орбитальной сту-
ступени является подвесной топливный отсек, обеспечивающий
работу маршевых ЖРД практически до достижения первой
космической скорости. Отделение ПТО происходит на высоте
110 км примерно на 530 с полета (вкл. 24), довыведение ОС на
рабочую орбиту производится двигателями системы орбиталь-
орбитального маневрирования.
Подвесной топливный отсек — самый крупный элемент
МТКС, его длина составляет 46,9 м, а диаметр — 8,4 м. Кон-
Конструктивно ПТО, спроектированный фирмой «Martin Marietta
Manned Space Systems» из алюминиевых сплавов, состоит из
бака окислителя высотой 16,6 м, межбакового отсека и бака
горючего высотой 29,5 м. Расположенный вверху бак окисли-
окислителя емкостью 559 м3 рассчитан на размещение 625,85 т жид-
жидкого кислорода при температуре -183 °С, бак горючего емкое-
А. ШУМИЛИН
тью 1514 м3 вмещает 104,31 т жидкого водорода при темпера-
температуре -253 °С.
Также топливный отсек используется в качестве основно-
основного несущего элемента МТКС, на котором крепятся орбиталь-
орбитальная ступень и твердотопливные ускорители. В межбаковом
отсеке помимо различного приборного оборудования установ-
установлена силовая балка, воспринимающая нагрузку от тяги ТТУ
(нижние узлы крепления обеспечивают фиксацию ускорите-
ускорителей лишь в поперечной, плоскости). Для монтажа орбиталь-
орбитальной ступени используется три узла крепления: один передний
на верхнем шпангоуте бака горючего и два хвостовых на че-
тырехопорной раме, передающей нагрузки на силовые лонже-
лонжероны и нижний шпангоут того же бака.
За годы эксплуатации МТКС подвесной топливный отсек,
как и многие ее элементы, претерпел различные доработки,
направленные в основном на облегчение конструкции. Уже при
подготовке к третьему полету МТКС было решено отказаться
от покраски баков, что позволило снизить его массу с 35,4 т
до 34 т. В 1983 г. компания «Martin Marietta», ныне входя-
входящая в состав корпорации «Lockheed Martin», изготовила об-
облегченную модель LWT (Lightweight Tank) массой 29,9 т.
Более существенное снижение массы конструкции отсе-
отсека (до 26,3 т) было достигнуто за счет использования алю-
алюминий-литиевого сплава Weldalite 2195, обладающего по
сравнению с прежним материалом меньшей (на 5%) плот-
плотностью и большей (на 30%) прочностью. Эта модель бака с
обозначением SLWT (Super Lightweight Tank) впервые была
применена в 1998 г.
Стоимость изготовления ПТО — единственного неспасаемого
элемента МТКС — в конце 1990-х годов оценивалась в 30 и
33,5 млн долл. для моделей LWT и SLWT соответственно.
Разработанные корпорацией «Thiokol» для МТКС «Спейс
Шаттл» ускорители SRB (Solid Rocket Booster) являются са-
самыми крупными твердотопливными блоками, доведенными
до стадии эксплуатации. Другой особенностью программы со-
создания ТТУ стало то, что они предназначались для пилоти-
пилотируемой транспортной системы; все прежние запуски амери-
американских аппаратов с человеком на борту осуществлялись жид-
жидкостными ракетами. .Требование многоразового применения
ускорителей (с ресурсом до 20 полетов) еще более осложнило
их проектирование. Поэтому для решения последней задачи
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
была предложена отработанная схема парашютной посадки
на воду.
Каждый из ускорителей комплектуется носовым конусом,
приборным отсеком, твердотопливным двигателем SRM (Solid
Rocket Motor) и хвостовой юбкой. В носовом конусе находит-
находится парашютная система и комплект из четырех РДТТ тягой
по 10 т, предназначенных для увода ускорителя от МТКС пос-
после разделения.
Электронное оборудование, установленное в приборном от-
отсеке, инициирует и выполняет контроль за такими операция-
операциями, как включение двигателя, его отделение и развертывание
парашютов. Кроме того, в отсеке размещены элементы систем
передачи телеметрической информации, самоликвидации и
радиомаяк для служб спасения после приводнения. На внеш-
внешней обшивке отсека установлен передний узел крепления ТТУ к
подвесному топливному отсеку.
Хвостовая юбка с четырьмя опорами является силовой кон-
конструкцией, обеспечивающей вертикальное положение МТКС на
пусковой платформе. Расположенное в ней электронное обо-
оборудование осуществляет прием и исполнение команд, посту-
поступающих непосредственно от БЦВМ орбитальной ступени. Од-
Одной из основных задач этой аппаратуры является управление
вектором тяги двигателя. Две гидравлические установки по-
поворота сопла приводятся в действие от турбин, работающих
на гидразинном горючем. На внешней поверхности юбки, как
и на приборном отсеке, смонтирован комплект РДТТ увода
ускорителя.
Корпус двигателя SRM изготавливается из 11 стальных сек-
секций, технологически объединенных в четыре сборки: переднюю,
две центральных и хвостовую. Центральные сборки идентичны
и допускают взаимозаменяемость при монтаже РДТТ.
Ускорители снаряжаются топливом ТР-Н1148, ранняя мо-
модификация которого была создана компанией «Thiokol» для
РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Посейдон
_С-3». В состав топлива ТР-Н1148 входит окислитель— перх-
перхлорат аммония F9,7% по массе), горючее — алюминий A6%),
связующее — полимер полибутадиена, акриловой кислоты и
акрилонитрила A2%) с эпоксидной смолой B%) и катализа-
катализатор — окись железа @,3%).
Для регулирования тягой ТТУ в топливном заряде проло-
проложен профилированный канал горения. В верхней части пере-
156
А. ШУМИЛИН
Твердотопливный ускоритель:
1 — носовой конус, 2 — тормозной парашют, 3 — верхний блок
РДТТ увода ускорителя, 4 — основной парашют, 5 — нижний блок
РДТТ увода ТТУ, 6 — поворачиваемое сопло, 7 — хвостовая юбка
с опорами МТКС, 8 — хомут нижнего узла крепления ТТУ к ПТО,
9 — верхний узел крепления ТТУ, 10 — отсек электронного обору-
оборудования, 11 — передняя юбка
дней сборки РДТТ, где установлены воспламенители, канал
имеет звездообразное сечение, ниже он круглой формы. В ос-
остальных сборках канал представляет собой сочетание цилинд-
цилиндра и усеченных конусов — профиль канала подбирался исхо-
исходя из требуемого закона изменения тяги в полете.
Твердотопливные ускорители, в доли секунды выходящие
на максимальный уровень тяги (около 1500 т), обеспечивают
старт МТКС «Спейс Шаттл». Запуск ТТУ, после чего взлет ста-
становится неизбежным, производится после включения марше-
маршевых ЖРД орбитальной ступени. Достаточно продолжительная
(в 6,6 с) задержка необходима для последних проверок рабо-
работы основной двигательной установки ОС.
В целях снижения аэродинамических нагрузок на 50-й се-
секунде полета тяга ускорителей снижается примерно на треть.
Общая продолжительность работы изделия в составе МТКС со-
составляет 124 с. Отделение ТТУ происходит на высоте 45 км при
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
скорости 1,3 км/с (вкл. 23). Продолжая движение по баллис-
баллистической траектории, ускорители поднимаются на высоту
66 км, после чего начинается их спуск.
На высоте 4,8 км производится выброс вытяжного пара-
парашюта, который обеспечивает раскрытие тормозного диамет-
диаметром 3,5 м. Три основных купола диаметром 41 м раскрыва-
раскрываются после отстрела на высоте 3 км носового конуса, кото-
который спускается на тормозном парашюте. На заключительном
этапе спуска вертикальная скорость ускорителей составляет
95 км/ч; перегрузки при ударе о воду, достигающие 20 g, вос-
воспринимаются хвостовой юбкой (выступающая за срез юбки
часть сопла отстреливается незадолго до приводнения).
При каждом запуске МТКС в зоне падения ускорителей де-
дежурят два спасательных судна. После подхода к несколько за-
затонувшему ТТУ (плавучесть изделия обеспечивает воздух нахо-
находящийся внутри двигателя) сначала производится извлечение
из воды отстреленных при приводнении основных парашютов,
которые наматываются на барабаны, расположенные в средней
части палубы корабля. Затем с помощью кормового крана осу-
осуществляется подъем на борт носового конуса массой 2,2 т.
Основную часть работы с ускорителем выполняют ныряль-
ныряльщики, которые на глубине примерно 33 м устанавливают за-
заглушку в сопло РДТТ. После этого через шланг, соединенный
с заглушкой, в камеру нагнетается воздух, который вытесня-
вытесняет находящуюся в ней воду. За счет этого ТТУ переводится в
горизонтальное положение и начинается его буксировка к мысу
Канаверал (вкл. 25).
В зависимости от погодных условий поисково-спасательные
работы длятся 1—4 дня; район падения удален от места стар-
старта примерно на 230 км.
Разобранные ускорители доставляются на предприятие
фирмы «Thiokol», где каждая из секций РДТТ проходит очис-
очистку и детальный контроль. Заливка топлива производится во
вновь состыкованные сборки, в которых могут использовать-
использоваться секции и от других ТТУ. Окончательный монтаж ускорите-
ускорителей осуществляется непосредственно на пусковой платформе
МТКС в Центре Кеннеди.
Разработка ускорителей велась в сжатые сроки. Офици-
Официальный контракт на их создание NASA подписало с фирмой
«Thiokol» в конце 1973 г., первые же стендовые испытания
опытного образца изделия состоялись летом 1977 г.
158 ЯШт> А. ШУМИЛИН
Одновременно с подготовкой ТТУ к первым полетам спе-
специалисты фирмы «Thiokol» вели активные работы по улуч-
улучшению их массово-энергетических характеристик, посколь-
поскольку грузоподъемность созданной МТКС не соответствовала тре-
требуемым показателям. Уже при шестом запуске, состоявшемся
в 1983 г., были применены образцы с облегченными на 1,8 т
корпусами, что позволило увеличить массу полезного груза
ОС на 320 кг.
Начиная с восьмого полета A983 г.) в составе МТКС стали
эксплуатироваться ускорители модели НРМ (High Performance
Motor), увеличившие грузоподъемность системы на 1,36 т. Это
было достигнуто за счет снижения массы корпуса ТТУ при-
примерно на 10 т, увеличения степени расширения сопла с 7,16 до
7,72 и прочих нововведений.
Значительным доработкам ускорители подверглись после
катастрофы МТКС при двадцать пятом полете в 1986 г. Имен-
Именно из-за отказа одного из них (прогара стенки корпуса в сты-
стыке нижней и центральной сборки) произошел взрыв топлив-
топливного отсека. (После проведенной модернизации твердотоплив-
твердотопливный двигатель ТТУ получил обозначение RSRM — Redesigned
Solid Rocket Motor, а с 1995 г. — Reusable SRM.)
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RSRM
Разработчик— «Thiokol».
Применение— стартовые ускорители МТКС «Спейс
Шаттл».
Начало эксплуатации базовой модели — 1981 г.
Масса — 569,64 т.
Длина — 38,47 м.
Диаметр — 3,71 м.
Материал корпуса — сталь D6AC с минимальной толщи-
толщиной 1,16 см.
Сопло:
— длина — 4,54 м;
— диаметр критического сечения — 1,37 м;
— диаметр внешнего среза — 3,8 м;
— степень расширения — 7,72;
— материал — сталь D6AC, алюминий (сопловой насадок).
Топливо— ТР-Н1148.
Масса топлива — 501,75 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШВ* 15 9
Продолжительность работы — 124 с.
Тяга в вакууме — 1175 т (средняя), 1507 т (максимальная).
Удельный импульс в вакууме — 268 с.
Давление — 45 атм (среднее), 62,1 атм (максимальное).
После утраты «Челленджера» и гибели его экипажа стали
высказываться сомнения в обоснованности сделанного в 1972 г.
выбора в пользу твердотопливных ускорителей, поскольку в
сравнении с жидкостными ракетными блоками они менее
управляемы и надежны.
Риск, связанный с применением РДТТ в составе пилоти-
пилотируемой транспортной системы, в полной мере осознавался и
принимался руководством NASA. Поэтому на этапе конкурс-
конкурсных предложений по ТТУ агентство рассматривало только те
проекты, которые отличались высоким уровнем надежности и
безопасности. В этом отношении отданное компании «Thiokol»
предпочтение было оправдано: эта фирма обладала богатым
опытом в создании и производстве РДТТ раздичных классов.
По заказу военного ведомства ею было изготовлено около
3000 ступеней МБР «Минитмен» и 600 ступеней ракет «По-
«Посейдон», примерно 900 двигателей компании использовалось
в программах NASA, причем без единого отказа.
Важным решением по повышению безопасности экипажа
МТКС считается отказ от выведения на ее борту грузов с
криогенными разгонными блоками. В связи с чем NASA пре-
прекратило работы по двум модификациям ступени «Центавр»
(позднее одна из них стала применяться в составе ракеты «Ти-
тан-4»). Кроме того, были окончательно аннулированы планы
создания многоразовых межорбитальных буксиров — помимо
высокого технического риска подобные разработки требовали
значительных финансовых средств.
Длительный в 2,5 года перерыв в эксплуатации и сниже-
снижение интенсивности полетов, приведшие к большой загружен-
загруженности транспортной системы по правительственным програм-
программам, стали основанием для запрещения использования ее для
выведения коммерческих спутников. (Запуски аппаратов, при-
принадлежавших частным компаниям, стали осуществляться уже
с пятого старта МТКС, а с 1988 г. предполагалось проводить
аукционную распродажу объема отсека полезного груза ОС с
начальной ценой в 74 млн долл. по курсу 1982 г.)
Общее сокращение числа полетов системы сделало нерен-
нерентабельным содержание ради единичных запусков на поляр-
А. ШУМИЛИН
ные орбиты стартовой площадки SLC-6 на базе Ванденберг; и
в 1986—89 гг. была проведена поэтапная консервация основ-
основных сооружений этого комплекса стоимостью 3, 2 млрд долл.
Вышеназванные директивы существенно снизили целевую
эффективность МТКС «Спейс Шаттл». Планы улучшения энер-
энергетически^ характеристик системы, расширения диапазона
достижимых орбит и зон обслуживания КА, получения диви-
дивидендов от выведения коммерческих грузов и т.п. оказались
нереализованными. В итоге национальная программа исследо-
исследования космоса с участием человека, ранее предусматривавшая
использование многочисленных наземных и космических
средств, оказалась напрямую зависимой только от возможно-
возможностей орбитальных ступеней МТКС.
ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ БОРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ
И СРЕДСТВА.
В начале 1970-х годов в связи с ограниченными объемами
финансирования перспективных проектов планы создания ор-
орбитальной станции были отложены на неопределенное время.
Поэтому МТКС «Спейс Шаттл» сразу же проектировалась как
многофункциональное и универсальное средство многоцелево-
многоцелевого назначения. Новую транспортную систему предполагалось
использовать для выведения и орбитального обслуживания кос-
космических аппаратов, а также как автономную платформу для
проведения научных и прикладных исследований. .
Тем самым изначально были предопределены высокая слож-
сложность, значительные эксплуатационные затраты и низкая эф-
эффективность МТКС при решении ряда задач. В частности, ис-
использование дорогостоящей пилотируемой системы для запуска
КА теперь признается нерентабельным. После развертывания
в течение первых 24—48 ч полета крупногабаритного спутни-
спутника астронавты могли заниматься лишь исследованиями с по-
помощью оборудования, размещенного в основном в кабине эки-
экипажа. Поэтому продолжительность большинства таких поле-
полетов составляла 4—6 суток.
Уникальные возможности и высокая эффективность
МТКС «Спейс Шаттл» были продемонстрированы в ходе целе-
целевых исследовательских полетов и при обслуживании спутников.
Важным элементом орбитального корабля МТКС является
дистанционный манипулятор, используемый как для развер-
развертывания КА, так и при операциях по обслуживанию или ре-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
монту орбитальных объектов. Разработанный канадской фир-
фирмой «Spar Aerospace» трехзвенный манипулятор длиной 15,3м
и массой 408 кг рассчитан на работы с грузами массой до 29,5 т.
В транспортировочном состоянии манипулятор размещается
вдоль левого борта отсека полезного груза. После развертыва-
развертывания на орбите он может управляться как в автоматическом
режиме по командам бортового компьютера, так и вручную
астронавтами с верхней палубы корабля, где имеются иллю-
иллюминаторы, а также мониторы отображения видеосъемки теле-
телекамер, смонтированных на шарнирных узлах манипулятора.
Весьма эффективно используется манипулятор в качестве
мобильной платформы для астронавта, проводящего обслужи-
обслуживание космического объекта. В этом случае ноги астронавта
фиксируются в специальных зажимах в концевой части «руки»
ступени.
При запланированных в ходе полета МТКС работах в от-
открытом космосе на орбитальном корабле находятся три, а иног-
иногда четыре скафандра (если внекорабельная деятельность не
предусматривается, то все равно на случай возникновения не-
нештатных ситуаций на борту имеется два комплекта). Каждый
скафандр, обеспечивающий жизнедеятельность астронавта в
течение 7 часов, весит 117 кг.
Постоянный комплект из двух скафандров размещается в
шлюзовой камере, через которую астронавты выходят в от-
открытый космос. Камера первой модификации диаметром 1,6 м
и высотой 2,1 м монтировалась на средней палубе орбитально-
орбитального корабля. Начиная с 1997 г. стал применяться более вмести-
вместительный шлюзовой блок высотой 4,5 м, который располагает-
располагается уже в отсеке полезного груза ступени (его разработка была
обусловлена большим объемом работ по строительству косми-
космической станции). Помимо различных инструментов в камере
имеются выводы коммуникаций для проверки и заправки ска-
скафандров расходуемыми материалами (кислородом, водой и
т.п.), а также для подзарядки системы электропитания.
Для проведения научных исследований и экспериментов
на борту орбитального корабля была создана универсальная
лаборатория «Спейслэб» («Spacelab» — «Космическая лабора-
лаборатория»), размещавшаяся в отсеке полезного груза. Основным
элементом лаборатории, разработанной европейскими компа-
компаниями по соглашению между NASA и Европейским космиче-
космическим агентством ESA, являлся герметизированный модуль дли-
длиной 7 м, соединенный с кабиной экипажа туннелем-лазом.
6- 1179 Шумилин
162 ЗШшт А. ШУМИЛИН
Кроме того, в ее составе иногда применялись от одной до трех
негерметичных платформ длиной 3 м. При максимально до-
допустимой массе комплекса 14,5 т на экспериментальное обо-
оборудование отводилось 12—15%.
Большинство полетов лаборатории «Спейслэб» проводилось
по определенной тематике: медико-биологические исследова-
исследования, астрономия, технологические эксперименты и т.п. В ря-
ряде случаев комплекс предоставлялся в преимущественное рас-
распоряжение организациям отдельных стран — Германии, яв-
являвшейся головной по программе «Спейслэб», и Японии.
В 1983—1998 гг. было осуществлено 22 запуска МТКС
«Спейс Шаттл» с этим универсальным исследовательским ком-
комплексом стоимостью около 1 млрд долл.
В целях расширения возможностей по размещению целе-
целевого и технологического оборудования на элементной базеила-
базеилаборатории «Спейслэб» были созданы герметизированные мо-
модули «Спейсхэб» («Spacehab» — «Космическое жилище»). Стан-
Стандартный модуль данного типа, который также соединяется с
кабиной корабля лазом, имеет массу около 5 т и длину 3 м;
общий объем, предоставляемый для работы астронавтов и мон-
монтажа полезного груза массой 1,36 т, определяется 28,3 м3. Двой-
Двойной модуль, собираемый из двух стандартных отсеков, допус-
допускает размещение оборудования массой до 2,72 т.
Эксплуатация стандартного модуля «Спейсхэб» началась
в 1993 г., а удлиненного — в 1996 г. В составе ОС ойи успеш-
успешно используются и как лабораторные отсеки, и как дополни-
дополнительные хранилища оборудования для обеспечения различных
задач полета, например снабжения космической станции. Пред-
Предполетной подготовкой модулей «Спейсхэб» по контрактам
NASA занимается компания «Spacehab», выступившая в 1986 г.
инициатором этого проекта.
Начиная с 1992 г. для увеличения продолжительности
космического полета орбитальные ступени стали оснащать-
оснащаться комплектом специального оборудования EDO (Extended
Duration Orbiter), включающим в себя баки с жидким кис-
кислородом и водородом для топливных элементов системы энер-
энергоснабжения (баки устанавливаются в отсеке полезного гру-
груза), систему удаления углекислого газа из атмосферы каби-
кабины экипажа и дополнительные средства жизнеобеспечения
астронавтов.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
163
Двойной модуль «Спейсхэб»
и крупногабаритная шлюзовая камера в отсеке полезного груза
В результате возможности пребывания ОС в космосе были
увеличены с исходных 9—10 суток до четырех недель, хотя
столь длительные полеты не проводились и даже не планиро-
планировались. Практически оправданными были признаны полеты в
16 суток с двухдневным запасом необходимых компонентов.
Предусмотренный резерв был почти полностью израсходован
в ходе полета корабля «Колумбия» в конце 1996 г., когда по
погодным условиям посадка ОС неоднократно откладывалась;
в результате продолжительность полета достигла рекордной
величины: 17 суток 15 ч 53 мин.
ЭКОНОМИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ПРОГРАММЫ.
Как уже отмечалось, важнейшими факторами, в значитель-
значительной степени определявшими решения по программе «Спейс
Шаттл», были ограниченный бюджет и сжатые сроки прове-
проведения работ. Тем не менее разработка МТКС продолжалась
десять лёт, ее первый полет состоялся с трехлетней отсрочкой
в 1981 г. Первоначальный бюджет программы E,15 млрд долл.)
был превышен на 30% и достиг 6,74 млрд долл. в ценах 1971 г.
В ходе выполнения проектно-конструкторской части про-
программы «Спейс Шаттл» компании «Rockwell» не удалось в пол-
полной мере обеспечить многие технико-эксплуатационные харак-
характеристики МТКС. Наибольшими расхождениями между проек-
проектными и реальными значениями отличаются экономические
А. ШУМИЛИН
показатели созданной транспортной системы. Так, например,
определенная в начале 1970-х годов стоимость изготовления
одной орбитальной ступени в 250 млн долл. возросла до 2 млрд
долл. (по курсу 1983 г.); затраты на производство двух ТТУ до-
достигли 64 млн долл. A983 г.), а стоимость их послеполетного
обслуживания в конце 1990-х годов оценивалась в 25 млн долл.
Высокие затраты на программу «Спейс Шаттл» предпола-
предполагалось окупить за счет интенсивной эксплуатации МТКС, ко-
которая теоретическая была способна выводить грузы всех клас-
классов. В целях привлечения коммерческих заказчиков NASA, ак-
активно используя федеральные субсидии, существенно занижало
расценки на использование МТКС — стоимость фрахта орби-
орбитального корабля более чем вдвое была ниже реальных затрат
на проведение запуска системы. В результате такой дотацион-
дотационной политики, активно проводившейся еще до начала эксплу-
эксплуатации МТКС, график ее полетов был расписан на несколько
лет вперед.
Однако реальная продолжительность работ по предстарто-
предстартовому обслуживанию МТКС в несколько раз превысила ранее
установленные 14 суток. По результатам эксплуатации систе-
системы в 1981—1983 гг. без учета данных по первым полетам ко-
кораблей «Колумбия» и «Челленджер», потребовавших допол-
дополнительных затрат, период подготовки транспортной системы
к очередному запуску в среднем составил 116 суток, из кото-
которых 61 день заняли работы в корпусе обслуживания орбиталь-
орбитальной ступени OPF, 12 дней в сборочном корпусе VAB и 43 дня
на стартовой позиции. При выполнении этих работ больше
всего тратится времени на проверку маршевых двигателей ОС и
восстановительный ремонт ее теплозащиты. В количественном
выражении трудозатраты на последнюю операцию в середине
1990-х годов определялись 17 000 чел.-ч.
В результате стоимость проведения запуска МТКС возрос-
возросла с ожидавшихся 75 млн долл. до 257 млн долл. (усреднен-
(усредненная величина по первым 20 полетам в 1981—1985 гг.), а мак-
максимальная частота стартов снизилась до 9 полетов в год.
До последней катастрофы «Колумбии» NASA ежегодно осу-
осуществляло пять-шесть полетов МТКС с плановым периодом
подготовки к запуску в 88 суток F0 дней в корпусе OPF, 5 дней
в корпусе VAB и 23 дня на стартовой площадке) и с общими
трудозатратами в 500 000 чел.-ч.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
В целях снижения текущих затрат на программу NASA
проводит политику объединения основных работ по обслужи-
обслуживанию МТКС в единую административно-исполнительную
структуру. До 1984 г. предполетная подготовка системы осу-
осуществлялась непосредственно ее разработчиком — компанией
«Rockwell», затем эти функции были переданы консорциуму
во главе с компанией «Lockheed Martin». Каждый из участни-
участников консорциума был ответственен за отдельные виды работ:
головной подрядчик — за обслуживание орбитальной ступе-
ступени, фирма «Grumman» за обеспечение запуска, «Thiokol» —
за подготовку топливного отсека и ТТУ, включая спасение пос-
последних, «Pan American» — за планирование операций, инже-
инженерно-техническое обеспечение и т.п.
В 1996 г. большая часть работ по МТКС была передана од-
одному коммерческому подряднику — фирме «United Space
Alliance» (USA), созданной на паритетных началах корпора-
корпорациями «Boeing» и «Lockheed Martin». В рамках первого шес-
шестилетнего контракта SFOC (Space Flight Operations Contract)
стоимостью 7 млрд долл. фирма осуществляла не только на-
наземное обслуживание транспортной системы, но и многие фун-
функции обеспечения полета ОС. За счет упрощения организаци-
организационной структуры программы (ранее подобный объем работ
выполнялся по более чем 80 отдельным контрактам) NASA
экономит около 770 млн долл. в год.
В качестве контрольной величины затрат на запуск транс-
транспортной системы были определены 400 млн долл. за превыше-
превышение указанной суммы фирма USA штрафуется, а за экономию
средств премируется. В 1999 и 2000 гг., когда было осуществ-
осуществлено 3 и 5 полетов МТКС, доходы фирмы USA со штатом со-
сотрудников около 10 650 человек составили 1,46 и 1,66 млрд
долл. соответственно.
Летом 2004 г. NASA пролонгировало контракт SFOC еще
на два года с объемом работ на 3,6 млрд долл. В соответствии
с достигнутыми договоренностями предусмотрено участие ком-
компании USA в подготовке к возобновлению запусков МТКС
(ориентировочно летом 2005 г.). После истечения срока дей-
действия этого соглашения, вероятно, будет подписан последний
контракт, который охватит и завершение полетов системы.
Высокие эксплуатационные затраты существенно снизили
эФфективность применения МТКС «Спейс Шаттл» при решении
ОтДельных целевых задач, в частности по обслуживанию К А на
А. ШУМИЛИН
орбите или возвращению их на Землю для ремонта и повторно-
повторного запуска. За весь период эксплуатации с помощью ОС уда-
удалось спасти лишь пять отказавших спутников, два из которых
для восстановительного ремонта были доставлены на Землю.
Операции по орбитальному обслуживанию в настоящее время
проводятся лишь со спутником-обсерваторией HST (вкл. 26).
К 2004 г. было осуществлено четыре полета МТКС, полностью
посвященных работам с этим уникальным аппаратом.
В то же время следует отметить и другие обстоятельства,
не связанные напрямую с МТКС. Жесткие бюджетные огра-
ограничения вынуждали как NASA, так и военные организации
отказываться от разработки крупногабаритных многоцелевых
аппаратов (в пользу создания меньших по массе и, соответ-
соответственно, более дешевых спутников), орбитальное обслужива-
обслуживание которых становилось нерентабельным. Кроме того, сни-
снижению стоимости космических рбъектов способствовали но-
новые промышленные технологии, использование типовых
спутниковых платформ и увеличение объемов производства.
Серьезные просчеты в планировании и экономической оценке
работ по программе «Спейс Шаттл» были усугублены произо-
произошедшей в 1986 г. катастрофой «Челленджера», после которой
эксплуатация МТКС прекратилась на 2,5 года. В результате этого
вся космическая программа страны оказалась под угрозой сры-
срыва, так как в середине 1980-х годов промышленные компании,
будучи не в состоянии конкурировать с субсидируемой прави-
правительством транспортной системой, были вынуждены прекратить
производство одноразовых РН (хотя еще в 1984 г. правитель-
правительство специальным законом разрешило частным фирмам прово-
проводить коммерческие запуски космических аппаратов).
В сложившейся ситуация правительству и Конгрессу при-
пришлось радикально пересмотреть всю государственную поли-
политику в области транспортных космических систем. Возник-
Возникший кризис с запусками КА, в том числе решающих задачи
национальной безопасности, показал необходимость наличия
так называемого смешанного парка средств выведения, со-
состоящего из МТКС и ракет-носителей. (Справедливости ради
следует отметить, что еще до взрыва «Челленджера» данную
концепцию выдвинули ВВС, озабоченные низкой интенсив-
интенсивностью полетов системы и возникавшими в связи с этим спо-
спорами с NASA о приоритетности запусков военных и граж-
гражданских объектов.)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Утрата «Челленджера» также потребовала значительных
ассигнований на постройку пятой орбитальной ступени «Ин-
девор» («Endeavour» — «Стремление») и модернизацию
МТКС с целью повышения ее надежности и безопасности. При
этом затраты на доработку системы, достигшие 2,4 млрд
долл., превысили стоимость изготовления нового корабля
A,8 млрд долл.).
Расходы на модернизацию отдельных элементов МТКС со-
составили следующие суммы:
— маршевые двигатели — 1197 млн долл.;
— твердотопливные ускорители — 508 млд долл.;
— орбитальная ступень — 459 млн долл.;
— подвесной топливный бак — 9 млн долл.;
— прочее оборудование — 227 млн долл.
В итоге по курсу 2000 г. общие затраты на программу
«Спейс Шаттл» достигли 30 млрд долл.
МОДЕРНИЗАЦИЯ МТКС.
Несмотря на то что мероприятия по модернизации систе-
системы «Спейс Шаттл» велись постоянно, наиболее существенным
доработкам МТКС подверглась после взрыва «Челленджера».
В ходе их выполнения была усовершенствована конструкция
ТТУ, особенно узлов крепления сборок и сопловой части. Свы-
Свыше 200 изменений было внесено в конструкцию орбитальных
ступеней, около 100 — в программные средства, маршевые дви-
двигатели SSME были улучшены по 35 позициям. Итогом прове-
проведенных в 1986—1988 гг. мероприятий стало снижение веро-
вероятности гибели экипажа МТКС до 0,0025, то есть в одном из
400 полетов.
Однако последняя катастрофа опровергла все расчеты. При
состоявшемся 16 января 2003 г. 113-м запуске МТКС отвалив-
отвалившийся от подвесного топливного отсека 800-граммовый кусок
теплоизоляции решил судьбу «Колумбии», ее экипажа и всей
программы в целом — при возвращении на Землю через обра-
образовавшийся в передней кромке левого крыла пробой проник-
проникла высокотемпературная плазма, которая разрушила силовую
конструкцию корабля.
До произошедшей катастрофы NASA готовило план меро-
мероприятий по продлению эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл»,
минимум, до 2020 г. После гибели «Колумбии» этот срок
сокращен до 2015 г. В январе 2004 г. агентство получило
168 ДЬ» А. ШУМИЛИН
директиву прекратить полеты системы сразу же после окон-
окончания сборки Международной космической станции в 2010 г.
Специально образованная комиссия занималась расследо-
расследованием причин аварии в течение семи месяцев. В подготов-
подготовленном ею отчете наряду с рекомендациями технического ха-
характера указывалась необходимость кардинальной реоргани-
реорганизации структур, отвечающих за безопасность пилотируемых
полетов. По мнению членов комиссии, бюрократическая инерт-
инертность и отсутствие взаимодействия между службами обеспе-
обеспечения запусков МТКС привели к тому, что за более чем двух-
двухнедельное пребывание ступени на орбите не было предприня-
предпринято ни одного действия по выяснению степени ее повреждения
(удар осколка теплоизоляции по кромке крыла был зафикси-
зафиксирован видеокамерой, и этот факт стал известен специалистам
наземных служб уже на следующий день после старта). Более
того, небольшие повреждения ОС и стартовых ускорителей
отколовшимися фрагментами теплоизоляции топливного бака
замечались и раньше. Но никаких практических работ по уст-
устранению этих аномалий также не проводилось.
Таким образом, руководство программы «Спейс Шаттл»
отчасти повторило ошибки, приведшие к взрыву «Челлендже-
ра». И в том и в другом случае помимо технических недостат-
недостатков отдельных элементов МТКС решающее значение при при-
принятии решений имели стоимостные и временные факторы, а
также политические соображения (тогда требовалось повысить
оборачиваемость системы и снизить эксплуатационные расхо-
расходы, сейчас приостановка полетов повлекла бы задержки с раз-
развертыванием Международной космической станции).
Среди основных рекомендаций комиссии по доработке кон-
конструкции МТКС, которые должно выполнить NASA перед во-
возобновлением ее полетов в 2005 г., были названы следующие:
— устранить причины срыва теплоизоляции с ПТО;
— повысить стойкость теплозащиты к ударным воздействи-
воздействиям, которые могут быть вызваны фрагментами собственной
конструкции, орбитальными осколками других аппаратов, а
также микрометеоритными частицами;
— расширить возможности контроля за состоянием
МТКС на всех этапах полета. Для этого NASA предполагает
примерно вдвое увеличить количество наземных и воздушных
средств слежения за системой, включая использование разве-
разведывательных спутников для оценки состояния теплозащитных
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ, 16 9
покрытий ступени после выхода на орбиту. Кроме того, те-
теперь манипулятор корабля будет оснащаться специальным
насадком с телекамерой, которая позволит экипажу самостоя-
самостоятельно проводить осмотр теплозащиты;
— осуществлять запуски МТКС только в светлое время
суток;
— разработать для экипажа средства ремонта теплозащит-
теплозащитных покрытий на орбите;
— продолжать модернизацию бортового оборудования
МТКС для повышения надежности и безопасности.
К наиболее приоритетным проектам последней рекоменда-
рекомендации относятся:
— улучшение системы диагностики состояния маршевых
ЖРД орбитальной ступени. (Сначала двигатели SSME будут
оснащаться устройствами контроля за уровнем вибраций вы-
высоконапорных ТНА; затем оптическими датчиками анализа
отбрасываемого пламени и программными средствами, способ-
способными обрабатывать подобную информацию, прогнозировать
дальнейшее развитие событий и выдавать команды либо на
полный останов двигателя, либо на переключение его в без-
безопасный режим работы, например путем дросселирования тяги.
Ориентировочная стоимость этого проекта — 108 млн долл.);
-г модернизация электронного оборудования орбитальных
ступеней с целью облегчения работы экипажа. (Первым эта-
этапом этих мероприятий, общая стоимость которых может до-
достичь 380 млн долл., стала замена на двух ОС («Атлантисе» и
«Колумбии») приборных панелей командира корабля и пило-
пилота. Теперь вместо четырех электронно-лучевых мониторов и
32 механических индикаторов для отображения информации
используются 11 цветных жидкокристаллических дисплеев,
объединенных в единый комплекс MEDS (Multifunction
Electronic Display System, — см. вкл. 27). В дальнейшем пред-
предполагается доработать систему предупреждения и сигнализа-
сигнализации экипажа, что позволит астронавтам сосредоточиться на
решении целевых задач полета.)
В итоге, общие затраты на доработку МТКС до возобновле-
возобновления ее полетов составят около 1,5 млрд долл., а к завершению
ее эксплуатации эта величина может возрасти до 2,2 млрд долл.
В то же время многие специалисты высказывают сомне-
сомнения в возможности окончания строительства Международной
космической станции в 2010 г., поскольку для решения этой
А. ШУМИЛИН
задачи потребуется 25—35 полетов МТКС. Поэтому после воз-
возникновения каких-либо проблем и приостановления эксплуа-
эксплуатации системы потребуется увеличить интенсивность запусков,
а это связано с большим риском.
Для решения последней проблемы предлагается оснастить
орбитальные ступени средствами проведения полетов в авто-
автоматическом режиме для снабжения МКС. Отсутствие астро-
астронавтов на борту существенно смягчит требования по безопас-
безопасности и упростит предполетную подготовку системы.
Возможность создания полностью автоматизированной си-
системы управления МТКС на всех этапах полета, в том числе и
при стыковке с орбитальной станцией, изучалась в рамках
комплексной программы по продлению жизненного цикла
транспортной системы до 2020 г.
Другим проектом этой программы, результаты которого еще
могут найти свое применение, является создание более мощ-
мощных и надежных стартовых ускорителей.
Еще в середине 1980-х компанией «Thiokob были изго-
изготовлены и успешно испытаны экспериментальные ТТУ с гра-
фито-эпоксидными корпусами. Работы по этому проекту, пред-
предполагавшему увеличение грузоподъемности транспортной си-
системы на 2 т, были прекращены после взрыва «Челленджера».
Затем фирма «Thiokob сосредоточила свои усилия на со-
создании пятисекционного ускорителя RSRB (Reusable Solid Rocket
Booster). Расчеты показали, что использование дополнительной
секции в сборке позволит увеличить среднюю тягу изделия с
1178 т до 1400 т, а время работы изделия до 128 с. В результате
грузоподъемность МТКС возрастет примерно на 10 т.
Вместе с тем будет существенно повышена и надежность
системы, так как более мощные ТТУ обеспечат выведение ко-
корабля на низкую орбиту при одном отказавшем двигателе
SSME, а это позволит затем совершить штатную посадку на
территории США. Таким образом, при возникновении аварий-
аварийной ситуации исключаются рискованные маневры для возвра-
возвращения ступени на мыс Канаверал или сложная посадка на аэро-
аэродромы в Испании или Африке.
Первые стендовые испытания полномасштабного образца
пятисекционного ТТУ компания «Thiokob успешно провела в
октябре 2003 г., то есть уже после гибели «Колумбии». Одна-
Однако шансы на дальнейшее продолжение работ невелики как
вследствие неопределенности с перспективами программы, так
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
и по финансовым соображениям (потребные затраты оценива-
оцениваются в 1 млрд долл.).
По тем же причинам к разряду футуристических можно
отнести и проекты создания жидкостных крылатых уско-
ускорителей, способных самостоятельно возвращаться к месту
старта— стоимость их разработки к 2010 г. может достичь
4—5 млрд долл. . >
Итак, эпоха «Шаттлов» заканчивается.
Подводя краткие итоги двадцатидвухлетней эксплуатации
системы «Спейс Шаттл» можно отметить следующее. Большин-
Большинство требований, поставленных перед проектантами, не были
выполнены. МТКС получилась с недостаточно высокими энер-
энергетическими характеристиками и прискорбно низкими пока-
показателями надежности и безопасности.
Исходная экономическая задача программы — резкое сокра-
сокращение стоимости выведения грузов на околоземные орбиты —
осталась попросту нерешенной. Затраты на обслуживание
МТКС оказались столь высокими, что запуски большинства ав-
автоматических КА выгоднее производить ракетами-носителями.
Но программу «Спейс Шаттл» нельзя рассматривать толь-
только как какой-то обособленный, пусть чрезвычайно сложный и
дорогостоящий, проект. Создание МТКС «Спейс Шаттл» откры-
открыло новый путь развития космонавтики (в первую очередь аме-
американской), а всякое новое всегда грозит неудачами, потеря-
потерями и бесценным опытом.
В ходе реализации программы «Спейс Шаттл» удалось по-
получить важные практические результаты для оценки целе-
целевой эффективности авиационно-космических систем данного
типа. Широкие возможности применения орбитальных сту-
ступеней МТКС были продемонстрированы при выполнении не-
непродолжительных исследований научного и прикладного ха-
характера. Это было достигнуто за счет повторного использова-
использования уникального лабораторного оборудования, а также
непосредственного участия в проведении экспериментов спе-
специалистов-ученых.
Транспортная система позволяет выполнять на орбите ши-
широкий спектр работ, включая ремонт и спасение спутников.
Однако по ряду причин, частично связанных с изменением
подходов к разработке и эксплуатации космических средств
(снижение массы и стоимости спутников, увеличение объе-
172 ЯВ» А. ШУМИЛИН
мов их производства и т.п.), эти возможности не были реа-
реализованы в полной мере и с ожидавшимся экономическим
эффектом.
Накопленный в различных полетах опыт по сборке круп-
крупногабаритных конструкций нашел свое практическое приме-
применение в 1998 г., когда началось строительство Международ-
Международной космической станции (вкл. 28). Таким образом, на исходе
второго десятилетия эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» ста-
стала применяться по своему «прямому» (исходному) назначению:
для развертывания и снабжения орбитальной станции.
Теперь после многолетнего пребывания в качестве основ-
основного элемента национальной космической программы эта транс-
транспортная система будет решать в целом вспомогательные зада-
задачи. Но несмотря на изменение статуса, МТКС «Спейс Шаттл»
сохранит свою значимость и необходимость еще некоторое вре-
время. В истории же она останется достойным воплощением це-
целой эпохи и американской, и мировой космонавтики.
ПРОГРАММА NASP И ЕЕ РАЗВИТИЕ
Низкая рентабельность МТКС «Спейс Шаттл» вынудила
США активизировать исследования по более эффективному
средству выведения КА. Наибольшую заинтересованность в
этих работах проявляло Министерство обороны, так как но-
новая транспортная система оказалась малопригодной для ре-
решения многих задач этого ведомства. (В целом за прошедший
период эксплуатации МТКС было осуществлено лишь 11 по-
полетов, полностью посвященных программам Министерства обо-
обороны. Но при этом следует отметить, что для выведения по-
попутных грузов и проведения экспериментов в интересах раз-
различных военных организаций эта система используется
достаточно часто.)
Среди основных проблем, затруднявших использование
МТКС «Спейс Шаттл» в военных целях, отмечаются следу-
следующие:
— низкая оперативность применения из-за продолжитель-
продолжительного периода предстартовой подготовки и загруженности сис-
системы по программам NASA;
— высокий уровень уязвимости МТКС как в наземных ус-
условиях, так и при выполнении орбитального полета;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
— высокая стоимость эксплуатации усугублялась необхо-
необходимостью проведения дорогостоящих работ по ужесточению
режима секретности и скрытности операций по подготовке и
проведению полетов по военным программам;
— отказ от запусков кораблей на полярные орбиты, активно
используемых для решения разведывательных задач;
— отказ от комплектации МТКС по соображениям безопас-
безопасности экипажа криогенными разгонными блоками, что суще-
существенно ограничило возможности по выведению стационарных
спутников тяжелого класса.
Учитывая подобные обстоятельства (за исключением двух
последних, явившихся следствиями катастрофы «Челлендже-
ра»), ВВС еще в 1983 г. выступили с инициативой создания
смешанного парка средств выведения, предусматривавшего
наличие как МТКС, так и одноразовых ракет. С большим тру-
трудом руководству ВВС удалось убедить Конгресс и правитель-
правительство в необходимости РН, по своей грузоподъемности сопоста-
сопоставимой с системой «Спейс Шаттл». Благодаря этому в 1984 г.
была санкционирована разработка тяжелой ракеты «Титан-4»,
ставшей после ввода в Эксплуатацию в 1989 г. основным сред-
средством выведения спутников стратегического назначения.
Ракета-носитель « Титан-4» в полном объеме заменила си-
систему «Спейс Шаттл» по развертыванию спутников тяжело-
тяжелого класса, обеспечив при этом возможности выведения гру-
грузов на полярные орбиты с базы Ванденберг. Однако эксплуа-
эксплуатация этой ракеты, как и МТКС, была связана с высокими
производственными затратами. Стоимость запуска ракеты без
верхней ступени в 1993 г. оценивалась в 200—250 млн долл.,
а в комплектации с разгонным блоком «Центавр» — 350—
400 млн долл.
Таким образом, вопрос о сокращении стоимости выведе-
выведения грузов по-прежнему оставался актуальным. Ситуация ос-
осложнялась планами развертывания многочисленной орбиталь-
орбитальной группировки для перспективной системы противоракет-
противоракетной обороны, позднее получившей название «Стратегической
оборонной инициативы» (СОИ). Необходимый для реализации
этой программы грузопоток в космос определялся нескольки-
несколькими тысячами спутников легкого и среднего класса. Причем
для восполнения орбитальных систем на этапе эксплуатации
требовалось обеспечить чрезвычайно высокую оперативность
запуска новых аппаратов.
174 ДЬ» А. ШУМИЛИН
Как МТКС «Спейс Шаттл», так и ракета «Титан-4» не могли
соответствовать предъявляемым требованиям ни по эксплуа-
эксплуатационным, ни по экономическим показателям. Только исхо-
исходя из реально возможных объемов финансирования этапа раз-
развертывания орбитальной группировки системы ПРО стоимость
выведения грузов в космос по сравнению с текущим уровнем
необходимо было сократить в 7—10 раз.
Ключом к решению задачи радикального снижения затрат
на запуски КА представлялось использование полностью мно-
многоразовой одноступенчатой ТКС с текущими затратами, при-
принятыми в авиационной технике. Большинство проводимых в
1980-х годах исследований были ориентированы на изучение
возможностей создания ВКС, способного не только совершать
гиперзвуковые полеты в верхних слоях атмосферы, но и вы-
выходить на околоземную орбиту.
На основе предварительных изысканий в 1985 г. начались
работы по комплексной программе NASP («National Aero-
Space Plane» — «Национальный воздушно-космический само-
самолет»), к реализации которой были привлечены многочислен-
многочисленные военные организации во главе с ВВС и NASA. Програм-
Программа, получившая статус так называемых «черных проектов»,
была полностью засекречена, поэтому о полученных в ходе
ее реализации результатах, как, впрочем, и о ее исходных
задачах, определенно судить крайне затруднительно. Тем не
менее...
Согласно опубликованным данным, целью программы
NASP являлось создание двух пилотируемых эксперименталь-
экспериментальных самолетов Х-30. Эти демонстрационные модели перспек-
перспективной МТКС, оснащенные СПВРД, должны были совершать
полеты с крейсерской скоростью М=5—15, а при использова-
использовании небольшого ракетного двигателя разгоняться до скорос-
скорости М=25, соответствующей выходу на околоземную орбиту.
Старт и посадка аппаратов должны были выполняться в го-
горизонтальном положении с и на аэродромную полосу длиной
около 3 км (о типе двигателей, которые должны обеспечить
разгон самолетов до скорости включения СПВРД в печати не
сообщалось). За счет мобильности, непродолжительного пос-
послеполетного обслуживания на обычной авиационной базе и
возможности оперативного запуска уязвимость таких ВКС по
сравнению с МТКС «Спейс Шаттл» предполагалось существен-
существенно снизить.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
На стадии концептуальных исследований новая транспор-
транспортная система или созданные на ее элементной базе аппараты
также рассматривались в следующих качествах:
— стратегического бомбардировщика, который должен бу-
будет заменить проектировавшийся тогда самолет В-2;
— истребителя для перехвата не только боевых авиацион-
авиационных средств, но и МБР, то есть подобные аппараты должны
были стать составным элементом системы ПРО;
— высокоскоростного разведывательного аппарата;
— боевой крылатой ракеты.
Первоначально при определении общего вида самолета
Х-30 проводилось сравнение трех схем: конической с круговым
расположением воздухозаборников, интегральной с несущим
корпусом и интегральной с формированием потока несущими
плоскостями; обычная самолетная схема с нйзкорасположен-
ным крылом была отклонена уже на ранней стадии исследова-
исследований из-за низкой ее эффективности при применении СПВРД.
Выполненные расчеты показали, что оптимальным вари-
вариантом для перспективного ВКС является несущий корпус с
небольшим дельтавидным крылом и двухкилевым вертикаль-
вертикальным оперением. Интегральная компоновка изделия предусмат-
предусматривала удлиненную нижнюю поверхность фюзеляжа, которая
обеспечивала предварительное сжатие потока перед силовой
установкой, состоящей из трех СПВРД. Профилированная кор-
кормовая часть играла роль элемента сопла.
Исходное значение стартовой массы аппаратов Х-30 опре-
определялось в 113 т (позднее она возросла до 159 т), а длина 46—
61 м. (При этом следует отметить, #то в справочных изданиях
и многочисленных публикациях, посвященных проекту, кон-
конкретные значения грузоподъемности изделия не указывались.
Лишь после закрытия программы появилось сообщение, что
при габаритах, сопоставимых с размерами орбитального ко-
корабля системы «Спейс Шаттл», новый транспортный аппарат
должен был выводить в космос грузы массой 9 т.)
Общие затраты на создание двух ВКС оценивались в
10,4 млрд долл. (в ценах 1992 г.). Согласно подготовленным
планам первый испытательный полет изделия с достижением
крейсерской скорости М = 5—15 должен был состояться в
2000 г., а с выходом на орбиту спустя два года.
Высокая сложность проекта потребовала нестандартных
подходов к организации работ. Анализ результатов предвари-
А. ШУМИЛИН
Воздушно-космический самолет NASP
тельного проектирования системы выявил, что ни одна из
фирм-подрядчиков не сможет выполнить роль головного раз-
разработчика. Поэтому было образовано два промышленных кон-
консорциума — один по разработке планера, второй по созданию
двигательной установки. В первый вошли фирмы «General
Dynamics» (ныне подразделение компании «Lockheed Martin»),
«McDonnell Douglas» и «Rockwell» (обе сейчас находятся в со-
составе корпорации «Boeing»), а во второй консорциум фирм
«Pratt and Whitney» и «Rocketdyne» (последняя из них также
принадлежит корпорации «Boeing»).
В ходе реализации программы NASP подрядчикам удалось
добиться определенных успехов при разработке новых СПВРД,
конструкционных материалов и т.п. (из-за секретности проек-
проекта подробные сведения в печати не публиковались). Однако
серьезные технические проблемы выявили невозможность со*
здания подобных аппаратов в ближайшие годы. В итоге, в
1993 г. работы по программе, расходы на которую достигли
2 млрд долл., были прекращены.
Наиболее сложной задачей проекта было признано обеспе-
обеспечение эффективной теплозащиты аппарата Х-30. Высокие теп-
тепловые нагрузки предопределялись выбранной схемой выведе-
выведения, рассчитанной на максимальное использование ВРД. Та-
Таким образом, большая часть гиперзвукового полета проходила
в плотных слоях атмосферы, что приводило к чрезмерному
нагреву конструкции.
Вопрос теплозащиты проектировавшегося изделия стал
одним из парадоксов программы Х-30. По сообщениям прес-
прессы, серия экспериментов по отработке системы активного
охлаждения фюзеляжа и двигателей жидким водородом про-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
шла успешно. Тем не менее позднее было предложено исполь-
использовать на ВКС матричные композиты из титанового сплава,
усиленного нитями карбида кремния.
В то же время выбранный вариант многими специалиста-
специалистами априорно признавался нереальным для данной транспорт-
транспортной системы. В частности, проводились аналогии с самолетом
SR-71, на охлаждение титановой обшивки которого после по-
полета со скоростью М = 3 требуется около полутора часов. Тог-
Тогда как продолжительность цикла наземных операций с аппа-
аппаратом Х-30, совершающего более скоростные полеты, опреде-
определялась всего получасом. (Приведенные доводы были высказаны
одним из конструкторов фирмы «Lockheed», разработавшей
самолет SR-71.)
Другим вопросом-загадкой аппарата Х-30 считается гори-
горизонтальный старт изделия. Подобная схема взлета, значительно
упрощающая операции по предпусковой подготовке, характе-
характеризуется повышенными нагрузками на многие элементы кон-
конструкции, в первую очередь на шасси, и требует значительно-
значительного их усиления. Для одноступенчатой МТКС, предназначен-
предназначенной для выхода на околоземную орбиту, масса конструкции
является важнейшим проектным параметром.
Поэтому выбор горизонтального старта предполагает ради-
радикальное снижение «сухой» массы изделия за счет применения
новейших конструкционных материалов. Однако, как пока-
показал неудачный опыт некоторых более поздних проектов, на-
например разработки гиперзвукового аппарата Х-33, старт кото-
которого, кстати, должен был производиться из вертикального по-
положения, американские компании и в конце 1990-х годов
оказались не в состоянии освоить соответствующие техноло-
технологии (подробное описание этого проекта представлено ниже).
Так чем же можно объяснить подобные противоречия: гру-
грубыми просчетами в оценке технологических возможностей
промышленных фирм или несоответствием объявленных за-
задач проектировавшегося ВКС его реальному предназначению?
Несмотря на закрытие программы NASP, административ-
административно-организационные структуры проекта с налаженной коопе-
кооперацией были сохранены, и подрядчики продолжили стендо-
стендовую отработку новой элементной базы. В 1993 г. были опуб-
опубликованы предварительные планы по проведению в
1997—2000 гг. летных испытаний наиболее важных техноло-
технологий. Для этих целей предлагалось подготовить несколько экс-
А. ШУМИЛИН
периментальных аппаратов серии Hyflte («Hypersonic Flight
Test Experiment»).
Две модели Hyflte-1 намечалось использовать для изуче-
изучения аэродинамических условий гиперзвукового полета при
скоростях М=12—15. Эти аппараты должны были иметь кли-
клиновидную форму с охлаждаемой передней кромкой. Верхняя
часть изделия, выполненная в виде поверхности изоэнтропи-
ческого сжатия, оснащается многочисленными датчиками для
регистрации параметров пограничного слоя, нижняя часть с
несколькими уступами должна имитировать воздухозаборник
двигательной установки.
Три аппарата Hyf lte-2 предполагалось подготовить для на-
натурных испытаний 30% -ной модели СПВРД, проектировавше-
проектировавшегося по программе NASP; при запусках опытные образцы дви-
двигателя должны работать на газообразном водороде. Так как
эти эксперименты требовали менее сложной подготовительной
работы, то их было решено проводить первыми.
В качестве средства разгона аппаратов Hyf lte-2 и Hyflte-1,
имевших практически одинаковую форму и примерно равные
массовые характеристики, планировалось использовать пере-
переоборудованные МБР «Минитмен:2». Поскольку в ходе запус-
запусков отделение моделей от ракеты не предусматривалось, то
функции управления и стабилизации изделий должны были
осуществляться бортовыми системами второй ступени МБР.
Аппараты Hyflte-3 предназначались для осуществления
автономного гиперзвукового полета с СПВРД, работающим на
жидком водороде. По внешнему виду эта модель должна быть
схожа с самолетом Х-30, по длине сопоставима с истребите-
истребителем F-16 A4,5 м). Летные испытания трех таких аппаратов
позволили бы получить опытные данные по ключевым про-
проблемам, возникшим при реализации программы NASP: аэро-
аэродинамика гиперзвуковых аппаратов (в частности, определение
точки перехода пограничного слоя), двигательная установка,
теплозащитные покрытия, а также возможности управления
и стабилизации изделия.
Запуски моделей Hyflte-З, оснащенных тремя СПВРД, на-
намечалось осуществлять ракетами «Титан-2» с базы Ванденберг.
После достижения высоты 60 км и разгона на нисходящем
участке траектории до скоростей М= 12—15 на высоте около
33 км аппарат должен отделиться от ракеты и начать самосто-
самостоятельный полет. Продолжительность работы силовой установ-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ки определялась 30 с. Предполагалось, что за это время ско-
скорость возрастет на 1,5 единицы (в числах Маха). После плани-
планирующего спуска изделие приводнится в Тихом океане.
Работы по созданию требуемых СПВРД продолжались груп-
группой фирм, возглавляемой компанией «Pratt and Whitney».
В 1994 г. было проведено свыше 20 стендовых запусков масш-
масштабной C0% -ной) модели штатного двигателя. Опытный обра-
образец с обозначением CDE (Concept Demonstration Engine) стал
самым крупным СПВРД, изготовленным и испытанным в рам-
рамках программы Х-30: его длина составляла 4,8 м, а масса —
2,25 т. Успешно выполненные запуски продолжительностью
до 30 с подтвердили работоспособность созданного изделия.
Основное внимание разработчиков уделялось условиям и
параметрам работы СПВРД на скоростях М = 6,2 иМ* 6,8, оп-
определяющих границы перехода от дозвукового горения к ста-
стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые
нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили око-
около 1700 °С.
Испытания двигателя CDE проводились на технической базе
Центра Лэнгли в высокотемпературной аэродинамической трубе
НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром
2,4 м и длиной 3,6 м. На этой установке горячий поток с за-
заданными параметрами по температуре и давлению подается
из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для
имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответ-
соответствующей пропорции вдувается чистый кислород.
В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливал-
устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначен-
предназначенном для измерения тяги. Вся оборка СПВРД с этим устрой-
устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном
механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испы-
испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продол-
Продолжительность выхода установки на штатный режим работы
после включения составляет около 50 с, сами же эксперимен-
эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут длиться 35—
40 с. Запуск СПВРД проводился путем впрыскивания в про-
проточную часть изделия силана (silane — кремневодорода), са-
самовоспламеняющегося при смешении с горючим. Сверхзвуковое
горение устанавливалось в течение 2 с.
Для подготовки комплекса НТТ к испытаниям двигателя
CDE было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти сред-
А. ШУМИЛИН
ства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и га-
газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего
СПВРД.
Для проведения испытаний экспериментального образца
двигателя в условиях реального полета на скоростях до М=15 в
1994 г. была учреждена программа HySTP (Hypersonic System
Technology Programme). В течение последующих пяти лет на
этот проект, который возглавили ВВС и NASA, предполага-
предполагалось израсходовать около 500 млн долл.
Трансформация программы NASP с постепенным сниже-
снижением уровня разработок с воздушно-космического самолета
Х-30 до отработки отдельных гиперзвуковых технологий окон-
окончательно завершилась с закрытием проекта HySTP в 1995 г.
Прекращение работ по элементной базе аппарата Х-30 от-
отчасти связывают с приходом к власти У. Клинтона, президен-
президента от демократической партии. В отличие от предшественни-
предшественников-республиканцев Р. Рейгана A911—2004) и Дж. Буша-стар-
Буша-старшего A924 г.р.), являвшихся инициаторами «Стратегической
оборонной инициативы», новая Администрация была весьма
критически настроена на реализацию крупномасштабных во-
военных проектов с элементами космического базирования.
Но важнейшей же причиной закрытия программы
Х-30 была, конечно, ее высокая сложность. Кроме того, от-
отмечалась и неудовлетворительная организация работ по про-
проекту. В связи с чем было признано нецелесообразным в даль-
дальнейшем выполнять подобные программы при совместном ру-
руководстве военного и гражданского ведомств. Поэтому в
соответствии с президентской директивой 1994 г. ВВС сосре-
сосредоточили свои усилия на кратко- и среднесрочных проектах
с небольшой степенью риска (в качестве примера может слу-
служить программа HyTech, предусматривающая создание
СПВРД на углеводородном горючем для боевых ракет); тогда
как более перспективные и дорогостоящие разработки были
переданы в ведение NASA.
Участь последних разделили и материалы с результатами
анализа концепции гиперзвукового стратегического бомбарди-
бомбардировщика «Global Reach» («Глобальная досягаемость»), прово-
проводившегося в начале 1990-х годов специалистами Лаборатории
Райта. Данная ударная система со взлетной массой 226 т и
длиной около 60 м рассчитывалась на полеты с крейсерской
скоростью М=10, что позволяет преодолевать расстояния в
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
181
15 тыс. км за 1,5 ч (эти показатели полностью соответствуют
характеристикам ВКС «HyperSoar»). Силовую установку само-
самолета предлагалось комплектовать двигателями двух типов:
турбопрямоточным, работающим на углеводородном горючем,
и двухрежимном ПВРД, использующим водород. Первый дви-
двигатель обеспечивает старт изделия и его разгон до скорости
М = 4,5, потом должен использоваться ПВРД, в том числе и в
режиме со сверхзвуковым горением.
На основе полученных от ВВС материалов Центры Лэнгли
и Драйдена приступили к реализации программы «Нурег-Х»,
предусматривавшей по первоначальным планам проведение в
2000—2002 гг. запусков трех гиперзвуковых аппаратов Х-43А.
Стоимость создания и испытаний этих моделей, представляю-
представляющих собой 6%-ную копию бомбардировщика «Global Reach»,
была оценена в 160 млн долл., но в реальности затраты на про-
проект составили 230 млн долл. Основными подрядчиками по про-
программе стали фирма «MicroCraft» (конструкция корпуса), Ла-
Лаборатория GASL (двигательдая установка) и корпорация
«Boeing Phantom Works» (системы управления и ориентации,
теплозащитные покрытия, программное обеспечение). (В 2003 г.
две первые организации — «MicroCraft» и GASL — были при-
приобретены корпорацией «Alliant Techsystems».)
3,6 м
Проекции аппарата Х-43А
А. ШУМИЛИН
Экспериментальные аппараты Х-43А массой 1,3 т и дли-
длиной 3,6 м спроектированы по схеме несущего корпуса с не-
небольшим дельтавидным крылом размахом в 1,6 м.и двумя вер-
вертикальными килями. Носовая часть моделей изготавливается
из вольфрама (общей массой 408 кг), передние кромки крыла
из углерод-углеродного материала, корпус изделия и несущие
поверхности, выполненные из сплава Haynes, покрыты кера-
керамической теплозащитой.
Форма носовой и хвостовой части моделей определялась с
тем расчетом, чтобы первая обеспечивала предварительное
сжатие потока перед двигателем, а вторая выполняла функ-
функции сопла {в соответствии с интегральной компоновкой).
Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и
шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообраз-
газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который обеспечива-
обеспечивает работу двигателя в течение 7—10 с, хранится на борту в
двух баках .емкостью по 0,015 м3 под давлением 600 кг/см2.
Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медно-
медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см2.
Включение двигателя производится путем одновременного
впрыска в камеру водорода и силана, образующими самовос-
самовоспламеняющуюся смесь. Последний газ закачивается в рабо-
рабочие емкости под давлением 313 атм. В штатном режиме зап-
заправка моделей горючим и прочими компонентами, в частно-
частности водой для охлаждения передних кромок воздухозаборника,
должна осуществляться за 36 ч до испытаний.
Другие технико-эксплуатационные характеристики СПВРД
аппаратов Х-43 А засекречены. Об этапе наземной отработки
двигателей сообщалось, что в целом было выполнено свыше
600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний про-
проводилось в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ
Центра Лэнгли.
Первые два аппарата Х-43А рассчитывались на полеты при
скорости М=7, а последний на достижение скорости М=10.
В ходе полета третьей модели температурные нагрузки возра-
возрастут почти в полтора раза (с 1440 °С до 1980 °С), что потребо-
потребовало усиления теплозащиты передних кромок вертикальных
килей, носовой части и двигателя, а также монтажа системы
охлаждения самого аппарата.
В качестве средства разгона моделей Х-43А использовалась
первая твердотопливная ступень РН «Пегас», сбрасываемая с
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
самолета В-52 (вкл. 31). Общая масса сборки ракеты, специ-
специального переходника и аппарата составляет 18,7 т. Испыта-
Испытания производились над акваторией Тихого океана.
Запуск первого аппарата Х-43А, состоявшийся в июне
2001 г., окончился неудачей — ракета «Пегас» стала разру-
разрушаться на первой минуте полета и была подорвана службой
безопасности полигона.
Расследование причин аварии длилось более полугода, од-
однако по его завершении конкретные результаты работы ко-
комиссии в печать не попали. Только летом 2003 г. был выпу-
выпущен сокращенный более чем вдвое 27-страничный вариант от-
отчета комиссии. Цензорами были запрещены к публикации
многие технические характеристики ракеты «Пегас», а также
критика её разработчика— корпорации «Orbital Sciences».
Основной причиной разрушения ракеты «Пегас» стали
высокие аэродинамические нагрузки. Ошибка в вычислениях
была допущена вследствие использования некорректной мате-
математической модели расчета нестандартной траектории раке-
ракеты. Обычно отцепка трехступенчатой ракеты «Пегас» от само-
самолета-носителя производится на высоте 11,7 км, затем за 8Qc
работы первой ступени РН достигает высоты 80—84 км, где
включается РДТТ второй ступени. Выведение же аппаратов
Х-43А требует меньших энергозатрат — их отделение должно
производиться при горизонтальном полете на высоте 28,5 км.
На ранней стадии проекта для обеспечения необходимой
траектории предлагалось сократить массу заряда разгонной
ступени. Однако позднее в целях экономии средств на эту опе-
операцию (около 2,3 млн долл.) было решено просто снизить вы-
высоту сброса ракеты до 7,2 км. Выполненные расчеты показа-
показали, что ожидаемые нагрузки в более плотных слоях атмосфе-
атмосферы не превысят допустимых значений. В действительности же
при прохождении трансзвукового участка полета аэродинами-
аэродинамическое давление превысило теоретически полученную величи-
величину вдвое.
В соответствии с рекомендациями комиссии перед запус-
запуском второго аппарата Х-43А корпорации «Orbital Sciences»
потребовалось провести следующие доработки: установить до-
дополнительные силовые приводы поворота к каждому из хвос-
хвостовых стабилизаторов ракеты и механически удалить излиш-
излишки топлива РДТТ. Кроме того, сброс ракеты с самолета реше-
решено производить на высоте 12 км.
184 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
Второй полет аппарата Х-43А, состоявшийся 27 марта
2004 г., прошел в соответствии с расчетной схемой. Ракета
вместе с моделью общей массой 17 т была отделена от само-
самолета В-52 на штатной для РН «Пегас» высоте. Через пять се-
секунд, необходимых для стабилизации сборки и ухода само-
самолета на безопасное расстояние, включился РДТТ разгонной
ступени.
Участок максимальных аэродинамических нагрузок
@,8 кг/см2) был пройден на высоте 14,1км при скорости
М = 3,5. Начиная с высоты 19,5 км траектория ракеты стала
более пологой и подъем продолжался с небольшим отрица-
отрицательным углом атаки; на высоте 28,5 км начался горизон-
горизонтальный полет. Через 84 с после запуска прекратил работу
маршевый РДТТ, а спустя 11с при скорости М — 7 и аэроди-
аэродинамическом давлении 0,5 кг/см2 от ракеты отделился аппа-
аппарат Х-43А.
Его отделение после срабатывания четырех крепежных
пироболтов обеспечили два толкателя с рабочим ходом 24 см
(аналогичные устройства используются в бомбодержателях
самолета В-1); они сообщили изделию относительную скорость
4 м/с. Телекамеры, смонтированные на переходнике ракеты,
фиксировали весь ход операции продолжительностью пример-
примерно 0,5 с.
После непродолжительного периода стабилизации аппара-
аппарата была откинута заслонка СПВРД, которая стала продолже-
продолжением нижней губы воздухозаборника. Холостая продувка трак-
тракта длилась 5 с, после чего в камеру сгорания был подан си-
лан, обеспечивший запуск двигателя. Через Зев камеру
постепенно начал подаваться водород с соответствующим сни-
снижением расхода силана. На штатном горючем установка рабо-
работала 8 с, в течение которых было зарегистрировано прираще-
приращение скорости изделия, то есть тяга силовой установки превы-
превысила аэродинамическое сопротивление. Таким образом, модель
установила рекорд скорости для беспилотных аппаратов с ВРД.
После прекращения работы двигателя створка воздухоза-
воздухозаборника была закрыта, и модель начала снижение. Находясь
в свободном полете на скорости М « 6—5, аппарат выполнил
ряд запланированных маневров, при этом нагрузка на несу-
несущую поверхность не превысила 292 кг/м2.
Спасения ни одного из аппаратов Х-43Ане предусматри-
предусматривалось из-за высокой стоимости работ. Поэтому все данные об
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
экспериментах были получены по каналам радиосвязи. Спа-
Спаренная система телеметрической информации, работавшая в
S-диапазоне, обеспечила передачу свыше 500 показателей.
Приятной неожиданностью для специалистов стало то, что
после завершения работы не имевший системы охлаждения
двигатель сохранил свою конструктивную целостность и теле-
телеметрические данные о его состоянии продолжали поступать
на землю вплоть до падения изделия в океан на удалении
810 км от места старта. Общая продолжительность полета со-
составила 11 мин.
Сразу же после успешного испытания модели NASA выде-
выделило 20 млн долл. на подготовку к завершающему этапу про-
программы.
Запуск последнего третьего аппарата Х-43Абыл произве-
произведен 16 ноября 2004 г. Сброс ракеты с моделью общей массой
19,5т был осуществлен на высоте 12,2 км (для достижения
максимальной скорости разгонная ступень снаряжалась штат-
штатным топливным зарядом). Через 32 с после запуска РДТТ ра-
ракета достигла высоты 16,5 км, развив скорость М=3, спустя
еще 11с при скорости М = 4 на высоте 19,2 км была включена
система охлаждения аппарата.
Разгонный блок «Пегас» прекратил свою работу в момент
Т+90 с при скорости М = 9,65 на высоте 33 км; через 7 с было
произведено отделение аппарата Х-43А. При свободном обте-
обтекании скорость набегающего потока составляла 2133 м/с, но
в двигательном тракте перед камерой сгорания она снижалась
до 915 м/с.
В таком режиме на 10 с был включен СПВРД. За время
работы установки аппарат, установив очередной рекорд ско-
скорости 10 500 км/ч (или 2,92 км/с), преодолел расстояние
в 32 км. После отключения двигателя модель совершила пла-
планирующий спуск с выполнением маневров на скоростях М — 6—2
и упала в океан в 1570 км от места сброса.
Несмотря на неудачу с первым аппаратом, проект Х-43А из-
изначально рассматривался в качестве основы для дальнейшего
освоения перспективных гиперзвуковых технологий. В соот-
соответствии с выдвинутой в начале 2001 г. концепцией «Нацио-
«Национальная аэрокосмическая инициатива» («National Aerospace
Initiative» — NAI) на базе моделей Х-43А предлагается создать
три новых экспериментальных аппарата.
А. ШУМИЛИН
Один из них — аппарат Х-43С массой 2,26 т и длиной 5 м
проектируется как несколько увеличенная копия исходного
изделия. Силовую установку модели планируется комплек-
комплектовать тремя СПВРД, работающими на углеводородном го-
горючем (вкл. 32). Эти двигатели, разрабатываемые фирмой
«Pratt and Whitney» в рамках военной программы Ну Tech,
обеспечат вдйое большую тягу, чем водородный СПВРД
аппарата Х-43А. Бортовой запас топлива B72 кг>, кото-
который рассчитывается на активный полет продолжительностью
4—5 мин, должен размещаться в баках, проложенных по бо-
бокам расширенного корпуса. На днище будет производиться
монтаж маршевых двигателей общей шириной 68,6 см. От-
Отличительной особенностью этих СПВРД, которые будут ох-
охлаждаться горючим, станет изменяемая геометрия воздухо-
воздухозаборников, что является важным условием их применения
на маневренных аппаратах и разгонных ступенях перспек-
перспективных МТКС.
Учитывая сложность проекта, NASA подготовило програм-
программу аэродинамических испытаний уменьшенной в масштабе
2/3 модели силовой установки аппарата Х-43С. Изделие, на-
названное MFPD («Multimodule Flowpath Propulsion
Demonstrator» — «Демонстратор установки с несколькими
воздушными каналами»), выполнено большей частью из меди
и не имеет системы охлаждения.
Среди основных задач испытаний; которые будут прово-
проводиться в аэродинамической трубе НТТ, называются оцейка
работоспособности воздухозаборников при различных углах
атаки и бокового скольжения на скоростях M=5—7, изучение
взаимодействия силовой установки и корпуса аппарата, хвос-
хвостовой части и пламени двигателей, а также прочих вопросов.
На эти эксперименты отводится более года.
Затем должны последовать квалификационные испытания
штатной силовой установки с элементами конструкции аппа-
аппарата Х-43С. При их успешном завершении в 2007 г. может
состояться демонстрационный полет первого изделия.
Контракт на изготовление трех аппаратов Х-43С NASA под-
подписало осенью 2003 г. с компанией «Allied Aerospace
Industries». Общая стоимость работ по сборке моделей и под-
подготовки их к полетам была оценена в 150 млн долл.
Испытания аппарата Х-43С, как и базовой модели, будут
осуществляться с использованием ракеты «Пегас». После от-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯС 18 7
деления от разгонной ступени на высоте 24,4 км двигательная
установка изделия должна обеспечить увеличение скорости с
М=5 до М=7.
Следующим этапом работ по освоению техники гиперзву-
гиперзвуковых полетов должна стать программа Х-43В с ориентиро-
ориентировочным уровнем затрат в 600 млн долл. Данный проект, нахо-
находящийся на стадии предварительных изысканий, предусмат-
предусматривает создание многоразового летательного аппарата,
рассчитанного на выполнение 25 полетов со скоростью до М=7.
В зависимости от типа силовой установки и подлежащей еще
уточнению аэродинамической схемы длина новой модели оце-
оценивается в 10—15 м, а поперечный размер —: в 4,2 м.
На модели Х-43В предлагается использовать двигатели
двух типов: турбопрямоточный, который обеспечит разгон из-
изделия до скорости М=4—4,2, и углеводородный СПВРД типа
HyTech. Турбопрямоточные двигатели проектируются NASA
в рамках программы RTA. В зависимости от хода ее реализа-
реализации аппарат может быть оснащен либо одним двигателей
GE-57 тягой 18,1т, либо четырьмя его масштабными моде-
моделями тягой по 4 т.
(На начальной стадии проекта Х-43В изучалась возмож-
возможность использования на модели ракетно-прямоточного двига-
двигателя ISTAR, способного работать на всех режимах полета. Од-
Однако позднее по финансовым соображениям этот вариант был
отклонен. Подробнее об обоих типах конкурировавших уста-
установок см. Главу 5.)
За счет применения комбинированной силовой установки
при испытаниях модели Х-43В не будет использоваться ракет-
ракетный разгонный блок — после отделения от самолета-носителя
изделие само должно выйти на расчетный режим полета со
скоростью М=7. Поскольку проект Х-43В еще не обеспечен
финансами, то начало демонстрационных полетов модели ори-
ориентировочно определяется 2011 г.
Для изучения условий дозвукового полета и посадки вы-
вышеназванных аппаратов по заказу Центра Лэнгли были раз-
разработаны две опытные модели X-43A-LS и X-43B-LS (LS озна-
означает Low Speed — «низкоскоростные»). Эти беспилотные лета-
летательные аппараты рассчитаны на самостоятельный взлет,
автономный, полет в течение 5 мин со скоростью до 540 км/ч
и посадку при скорости 144 км/ч и с углом атаки 12—15°.
188
А. ШУМИЛИН
Аппарат Х-43В
Модель X-43A-LS, изготовленная компанией «Accurate
Automation», представляет собой практически точную копию
аппарата Х-43А: ее длина составляет 3,6 м, а размах крыла
2,2 м. Увеличение по сравнению с прототипом площади несу-
несущей поверхности было вызвано желанием снизить риск при
первых испытаниях. Но впоследствии разработчики планиру-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ют выполнить полеты с крылом номинального размера. В ка-
качестве силовой установки аппарата, имеющего массу 96 кг,
используется турбореактивный двигатель АМТ-1500 тягой
63,4 кг, поставленный фирмой «Advanced Micro Turbines».
В октябре 2001 г. аппарат X-43A-LS успешно прошел вы-
высокоскоростные рулежные испытания, в ходе которых был со-
совершен самостоятельный полет продолжительностью 16 с; при
этом скорость бокового ветра достигала 21,6 км/ч.
Демонстрационные полеты аппарата начались в конце
2003 г. на базе ВВС Эглин (шт. Флорида). Основной задачей
первого этапа испытаний стала оценка летных характеристик
модели на скоростях 187—367 км/ч. Управление аппаратом
осуществлялось с наземного командного пункта, при этом не-
некоторые функции выполнялись бортовыми системами, среди
которых следует отметить самообучающуюся БЦВМ на ней-
нейронных сетях.
Программой летной отработки модели также предусмат-
предусматриваются полеты с более высокими скоростями над океаном
вне прямой видимости с командного пункта. В этом случае
система управления изделия будет работать в автономном ре-
режиме, но при некотором контроле оператора с самолета со-
сопровождения.
Среди особенностей выполненных аппаратом X-43A-LS по-
полетов в печати называются следующие: скорость отрыва носо-
носовой опоры шасси при взлете 140 км/ч; максимальная скорость,
развитая при первом полете с выпущенным шасси, составила
300 км/ч при 62%-ном уровне тяги двигателя; угол крена до-
достигал 70—75° (при этом наблюдалась недостаточная эффек-
эффективность управления моментом инерции); посадка осуществ-
осуществлялась при скоростях 120—170 км/ч (приземление с меньши-
меньшими скоростями и с большим углом атаки сопровождалось
плохой управляемостью в плоскости крена и возникновением
явления «голландского шага»).
К испытаниям аппарата X-43B-LS HySID («Hypersonic Systems
Integrated Demonstrator» — «Комплексный демонстратор гипер-
гиперзвукового аппарата»), изготовленного компанией «Boeing Phantom
Works», намечалось приступить в 2004—2005 гг. Модель дли-
длиной 4,5 м и с размахом крыла 2,7 м спроектирована по схеме
«утка». Взлет изделия массой 136 кг должны обеспечить три га-
газотурбинных двигателя SWB-100 со статической тягой по 48,5 кг
(ВРД закуплены у фирмы «SWB Turbines»).
190 ЯВЪ> А. ШУМИЛИН
На более отдаленную перспективу ориентирован проект
X-43D, в рамках которого изучаются возможности создания эк-
экспериментального аппарата с водородным СПВРД, рассчитан-
рассчитанным на крейсерскую скорость полета до М=15. В отличие от
исходной модели Х-43Аэто изделие должно комплектоваться
двигателем с системой охлаждения криогенным горючим; про-
продолжительность активного участка полета составит около 10 с.
Успешная реализация проекта X-43D позволит практиче-
практически в полном объеме решить исходные задачи программы
«Hyper-Х», заключавшиеся,, наполним, в подготовке опытно-
опытного прототипа стратегического-бомбардировщика «Global Reach».
Сопоставляя вышеизложенные планы с этапами летной
отработки элементов воздушно-космического самолета Х-30,
можно провести определенные параллели, а общие истоки про-
проектов Х-30 и Х-43 дают основания с некоторой долей вероят-
вероятности считать, что основной задачей программы NASP явля-
являлось создание гиперзвукового ударного аппарата. Работы по
одноступенчатой МТКС самолетного типа если и велись в рам-
рамках данного проекта, то, по-видимому, на уровне концепту-
концептуальных исследований и оценок возможностей использования
перспективных технологий.
Первоначально объявленные сроки о начале эксплуатации
подобных ВКС в 2000—2002 гг. «опередили» современные оцен-
оценки развития авиационно-космической техники примерно на
четверть века. В настоящее время одноступенчатые средства
выведения грузов в космос рассматриваются специалистами
лишь в качестве возможных кандидатов для многоразовых
транспортных систем третьего (после МТКС «Спейс Шаттл»)
поколения, которые могут быть созданы лишь после 2025 г.
Президентская инициатива 2004 г., определившая для
NASA в качестве новых приоритетов пилотируемые полеты в
дальний космос, потребовала от агентства существенно сокра-
сократить объемы финансирования своих технологических про-
программ, напрямую не связанных с поставленными задачами.
После проведения экспертной оценки работы по некоторым
проектам были «заморожены», часть из них, в первую оче-
очередь связанных с гиперзвуковыми технологиями, были пере-
переданы военным организациям, которые постоянно участвовали
в руководстве многих программ, так называемого двойного
назначения.-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
АППАРАТ «DELTA CLIPPER»
Проблемы, возникшие при реализации проекта NASP, уже
к началу 1990-х годов^выявили невозможность создания в бли-
ближайшее время одноступенчатой МТКС самолетного типа. Но
продолжавшиеся работы по программе СОИ по-прежнему пред-
предусматривали наличие оперативного и дешевого средства выве-
выведения многочисленных спутников систем наблюдения и пере-
перехвата баллистических ракет.
В 1990 г., приступив к выполнению проекта SSRT («Single
Stage Rocket Technology» — «Технологии для одноступенча-
одноступенчатой МТКС»), Управление по программе СОИ (УСОИ) заключи-
заключило с четырьмя промышленными компаниями контракты на
подготовку предложений по новой транспортной системе. В хо-
ходе проводившихся исследований подрядчиками было рассмот-
рассмотрено несколько схем будущей МТКС. Среди традиционных
ВКС один вариант отличался новизной: компания «McDonnell
Douglas» предлагала аппарат ракетного типа с вертикальным
стартом и вертикальной посадкой.
Транспортная система «Delta Clipper» грузоподъемностью
10 т на низкой орбите представляла собой четырехгранный
конус высотой 38,7 м. Старт изделия массой 458 т обеспечива-
обеспечивают восемь кислородно-водородных ЖРД, четыре из которых
оснащаются сопловыми насадками для повышения эффектив-
эффективности в условиях разреженной атмосферы. После выполнения
орбитальных операций аппарат осуществляет вход атмосферу
«носом вперед». Для обеспечения необходимой маневреннос-
маневренности с боковым отклонением до 3000 км на аппарате использу-
используются четыре щитка, смонтированные в кормовой части. На
заключительном этапе спуска изделие совершает разворот для
вертикальной посадки «кормой вперед». Мягкое приземление
должны обеспечить маршевые ЖРД, работающие в глубоко
дросселированном режиме A5—20% от номинала).
Послеполетное обслуживание и предстартовая подготовка
аппарата «Delta Clipper» будут выполняться в вертикальном по-
положении. Отсек полезного груза с габаритами 4,57 х 4,57 х 6,7 м
проектируется как съемный элемент конструкции, позволяющий
проводить работы с выводимыми объектами параллельно с са-
самой МТКС. Для доставки в космос астронавтов должен исполь-
использоваться отдельный обитаемый модуль.
192 ДЬ» А. ШУМИЛИН
При численности технического персонала в 100 человек
продолжительность подготовки аппарата «Delta Clipper» к но-
новому полету не превысит 3 дней. Столь существенного сниже-
снижения объемов работ предполагалось добиться за счет широкого
использования на изделии систем диагностики и автоматиче-
автоматического контроля за состоянием бортового оборудования.
Поскольку стоимость наземного обслуживания обычно со-
составляет около 45% от всех расходов на осуществление запус-
запуска ТКС, то общие затраты на текущую эксплуатацию аппарата
«Delta Clipper» будут незначительными. В зависимости от ин-
интенсивности полетов удельная стоимость выведения грузов этой
системой тогда определялась в пределах 250—2500 долл./кг.
Поэтому ключевым элементом проекта должно было стать ос-
освоение новых экономичных методов обслуживания транспорт-
транспортных систем, которые позволили бы по затратам приблизиться
к показателям, принятым в авиации.
Несмотря на необычность схемы эксплуатации, аппарат
«Delta Clipper» отличался от других вариантов рядом важных
преимуществ. В частности, простотой аэродинамической фор-
формы, хорошо изученной при создании головных частей МБР.
При этом конусообразный вид характеризуется пониженными
тепловыми нагрузками при спуске с орбиты: максимальная
температура на носке не должна превышать 1430 °С, что при-
примерно на 200° ниже уровня нагрева носка и передних кромок
орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл».
Также в отличие от ВКС аппарат с вертикальной посадкой
не требует наличия протяженных и хорошо оборудованных
полос, а при вертикальном спуске с работающими двигателя-
двигателями изделие более устойчиво к воздействию ветра или дождя.
Таким образом, подобные свойства существенно повышают
шансы на спасение системы, причем практически на всех эта-
этапах полета.
Оценив предложения компаний, летом 1991 г. УСОИ за-
заключило с компанией «McDonnell Douglas» двухлетний кон-
контракт стоимостью 59 млн долл. на разработку и проведение
летных испытаний масштабной модели будущей транспортной
системы. Новому аппарату, представлявшему собой уменьшен-
уменьшенный примерно втрое прототип МТКС, было дано название
«Delta Clipper-Experimental» (DC-X).
При этом в ходе реализации программы «Delta Clipper»
предусматривался промежуточный этап. В случае успешного
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
проведения демонстрационных полетов модели DC-X, имевшей
также обозначение SX-1 (Spaceplane Experimental — «Экспе-
«Экспериментальный ракетоплан»), на ее базе будет создаваться бо-
более крупный аппарат SX-2, предназначенный для выполнения
суборбитальных гиперзвуковых полетов. К задачам последне-
последнего изделия, на изготовление которого отводилось три года, были
отнесены не только отработка новых технологий, но и реше-
решение ряда практических задач, стоящих перед УСОИ. Лишь
после этого планировалось приступить к непосредственному
производству штатной МТКС «Delta Clipper».
Экспериментальный аппарат DC-X имел следующие харак-
характеристики: высота— 11,9 м, диаметр в основании— 3,7 м,
стартовая масса — 18,9 т, масса топлива — 8,8 т. Низкое кон-
конструктивное совершенство модели объяснялось широким ис-
использованием традиционных алюминиевых сплавов (силовая
конструкция, топливные баки и прочее), из композиционных
материалов была выполнена лишь внешняя обшивка изделия.
В последующем при создании аппаратов SX-2 и «Delta Clipper»
намечалось значительно увеличить удельный вес композитов
в изделии, тем самым снизив относительную массу конструк-
конструкции до требуемого для выхода на орбиту значения — 10%.'
Сейчас же перед разработчиками аппарата DC-X ставилась
задача максимального сокращения затрат на наземное обслу-
обслуживание. Для выполнения данного требования при проекти-
проектировании особое внимание уделялось обеспечению следующих
характеристик изделия:
— доступность и ремонтопригодность бортового оборудова-
оборудования (в этих целях большая часть узлов и агрегатов, представ-
представлявших собой легко демонтируемые элементы, располагалась
у обшивки изделия, в которой имелось значительное количе-
количество люков для непосредственного доступа к ним);
— взаимозаменяемость (широкое применение типовых эле-
элементов в различных системах позволило сократить количество
комплектующих аппарат деталей, запасных узлов, а также
число поставщиков);
— использование эффективной системы диагностики состо-
состояния бортового оборудования, которая автоматически выяв-
выявляла и отключала отказавший элемент;
— простота конструкции, не требующая особой подготов-
подготовки персонала (группу обслуживания аппарата численностью
30 человек планировалось комплектовать 3—5 экспертами выс-
7- 1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН
шего класса и 10 высокопрофессиональными специалистами,
остальные же должны были быть подготовленными техника-
техниками. К управлению изделием в полете привлекались только три
оператора).
Спроектированный с учетом подобных требований аппарат
DC-X приобрел следующую компоновку. Переднюю часть мо-
модели с откидным носком занимал контейнер'с парашютом си-
системы аварийного спасения. Под ним располагался приборный
отсек с двумя технологическими люками. Блоки электронно-
электронного оборудования монтировались на баке жидкого кислорода
вместительностью 7,3 т. Центральную часть изделия занимал
бак жидкого водорода, рассчитанный на заправку компонента
массой 1,5 т. В межбаковом отсеке с тремя створками разме-
размещались элементы управления пневмогидравлической системы.
Бак горючего крепился на силовой раме хвостового отсе-
отсека. Большая часть арматуры заправки компонентами топлива
и пневмогидравлической системы устанавливалась на днище
аппарата, где таю-ke предусматривались съемные панели. По-
Помимо маршевых ЖРД в хвостовом отсеке располагались ци-
цилиндры выдвижных посадочных опор (их разработкой зани-
занималась немецкая фирма «Deutsche Aerospace»).
Силовая установка аппарата DC-X комплектовалась четырь-
четырьмя криогенными двигателями RL-10A-5, созданными фирмой
«Pratt and Whitney» на базе ЖРД блока «Центавр». На раз-
разработку новой модификации и поставку пяти образцов (один
являлся запасным) фирме было выделено 12 млн долл.
Двигатели RL-10A-5, предназначенные для работы в ат-
атмосфере, качественно отличались от базового изделия. Эти
ЖРД массой 143 кг и высотой 1,07 м оснащались коническим
соплом с углом полураструба 10° и степенью расширения
4,28:1. Необходимость глубокого дросселирования тяги до
30% от номинала F,7 т) потребовали значительных дорабо-
доработок камеры сгорания и всей системы подачи компонентов топ-
топлива. В результате при установленных предельных значений
тяги B—6,7 т) давление в камере сгорания составляло
9,66 атм и 32,3 атм, а удельный импульс 380,5 с и 373 с со-
соответственно.
Для управления аппаратом в полете маршевые ЖРД за-
закреплялись в карданных подвесах с углом отклонения ± 8°.
Также в этих же целях применялись четыре двигателя тягой
по 181 кг, работавшие на газообразных кислороде и водороде.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
195
Кроме того, использовались и
аэродинамические щитки с уг-
углом выдвижения 30°, распола-
располагавшиеся на боковых гранях
корпуса. Установленный с на-
наветренной стороны щиток был
двухсекционным, что позволя-
позволяло создавать аэродинамичес-
аэродинамический момент для бокового ма-
маневра.
Комплектация система
управления разнотипными ис-
исполнительными элементами
потребовала достаточно слож-
сложного математического обеспе-
обеспечения. Тем не менее за счет
использования уже имевших-
имевшихся на рынке программ компа-
компании «McDonnell Douglas» и
привлеченным ею коммерче-
коммерческим фирмам удалось суще-
существенно снизить стоимость его
создания. В отдельных случа-
случаях применялись автоматизи-
автоматизированные системы программи-
программирования, обрабатывавшие дан-
данные моделирования условий
полета изделия.
Самостоятельная разработ-
разработка отдельных программных
средств стала своеобразным
исключением из правила, при-
принятого при создании аппарата DC-X, — минимум новых эле-
элементов. В целом компания «McDonnell Douglas» стремилась ши-
широко использовать в конструкции изделия уже готовые и ис-
испытанные компоненты. Так, например, инерциальные
измерительные блоки с лазерными гироскопами были заим-
заимствованы с истребителя F-15, акселерометры с самолета F-18,
а для многочисленных люков обслуживания использовались
стальные петли с пианино, закупленные в ближайшем мага-
магазине «Сделай сам».
Аппарат DC-X
196 Д»» А. ШУМИЛИН
Подобная практика стала возможной благодаря свободе,
предоставленной компании «McDonnell Douglas» заказчиком.
В рамках проекта «Delta Clipper» УСОИ применило новые орга-
организационные методы управления разработкой и закупками во-
военной технике. Поэтому в работе головного отдела по програм-
программе участвовало только два офицера, остальные 15 сотрудни-
сотрудников были представителями компании «McDonnell Douglas» и
субподрядчиков.
Примененная практика оправдала себя в полной мере —
аппарат DC-X был разработан и передан заказчику через 18 ме-
месяцев после подписания контракта.
Однако к тому времени (весна 1993 г.) произошли серьез-
серьезные изменения в концепции обеспечения национальной без-
безопасности. В связи с разрядкой международной напряженнос-
напряженности и уменьшением вероятности глобального вооруженного кон-
конфликта программа СОИ была закрыта, а ее административные
структуры преобразованы в Управление противоракетной обо-
обороны BMDO (Ballistic Missile Defense Organization) с задачами
создания средств защиты от ограниченного нападения баллис-
баллистическими ракетами средней и меньшей дальности. При этом
акцент был перенесен на системы ПРО наземного базирования.
Поэтому в области транспортных систем приоритеты
Управления BMDO сместились от МТКС «Delta Clipper» к
трансатмосферному аппарату SX-2. При вдвое больших, чем у
модели DC-X, размерах изделие грузоподъемностью 900 кг рас-
рассчитывалось на крейсерский полет со скоростью М=5 и дости-
достижение высоты 180 км.
Тем не менее под угрозой резкого сокращения ассигнова-
ассигнований и даже полного закрытия проекта аппарат DC-X готовил-
готовился к демонстрационным полетам на армейском полигоне Уайт-
Сэндз (шт. Нью-Мексико).
Исходными задачами первого этапа испытаний стали об-
общая оценка работоспособности бортовых систем и управляе-
управляемости изделия в полете на высотах до 180 м, получение дан-
данных о донных эффектах при посадке и т.п. Второй этап пре*
дусматривал постепенное увеличение скорости и высоты для
оценки аэродинамических характеристик, имитацию аварий-
аварийной посадки, в том числе при наличии ветра. На заключи-
заключительном этапе намечалось провести активные маневры с ис-
использованием как аэродинамических, так реактивных элемен-
элементов системы управления, совершить снижение в положении
«носом вперед» с обратном разворотом для посадки.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Шь 19 7
Первый полет аппарата DC-X продолжительностью 60 с
состоялся 18 августа 1993 г. Изделие поднялось на высоту
45 м, совершило перемещение в горизонтальной плоскости на
дальность 105 м и плавно опустилось на подготовленную бе-
бетонную площадку размерами 30 х 30 м. Вертикальная ско-
скорость при касании земли составила 0,3 м/с вместо ожидав-
ожидавшихся 1,2 м/с, что было объяснено эффектом ¦ воздушной
подушки», образовавшейся при отражении пламени от по-
поверхности.
Среди недостатков, проявившихся в полете, было отмече-
отмечено небольшое возгорание в носовой части, произошедшее из-
за утечки водорода, возможно, еще на этапе заправки, а так-
также нерасчетные колебания топлива в баках. В целом резуль-
результаты запуска были оценены как положительные.
Через три недели A1 сентября) было произведено второе
испытание аппарата DC-X. Как и при первом полете, изделие
полностью не заправлялось, и его стартовая масса составила
14,9 т. До отрыва от пускового устройства маршевые ЖРД
проработали для контроля параметров в течение 3,5 с при уров-
уровне тяги 30% от номинала, взлет произошел после выхода си-
силовой установки на режим 85%, таким образом тяговооружен-
ность изделия составила 1,4.
При подъеме аппарат развил скорость 16,7 м/с, на высоте
90 м он завис, переведя тягу двигателей на уровень 60%.
За счет качания ЖРД изделие было отклонено от вертикали
на 5е для горизонтального полета, со скоростью 4,5 м/с. Уда-
Удалившись от места старта на 105 м и приняв вертикальное по-
положение, аппарат начал снижение. На высоте 60 м были вы-
выпущены посадочные опоры, на высоте 30 м скорость спуска
составила 10,6 м/с, при касании земли 1,1м/с. Полет, при-
признанный полностью успешным, продолжался 66 с, группа об-
обслуживания приступила к работе с изделием через 5 мин пос-
после посадки.
Третий полет, состоявшийся 30 сентября, выполнялся по
той же схеме, что и предыдущие: вертикальный подъем, пе-
перемещение в горизонтальной плоскости и спуск. Отличитель-
Отличительными особенностями испытания, длившегося 72 с, были уве-
увеличенная высота полета 360 м и разворот по крену на 180°
пРи подъеме со скоростью 36,6 м/с.
К активному маневрированию планировалось приступить
при четвертом запуске, намеченном на октябрь 1993 г. Но за
А. ШУМИЛИН
день до старта поступил приказ о прекращении работ из-за
отсутствия средств в бюджете программы.
Приказы, как известно, не обсуждаются, но значимость,
которую придавали проекту DC-X законодатели, оказалась
настолько высока, что осенью 1993 г. без запроса со стороны
правительства они выделили на завершение летных испыта-
испытаний модели и на дальнейшее развитие проекта 40 млн долл.
Однако Министерство обороны категорически отказалось фи-
финансировать эти работы, ссылаясь на неопределенности с пер-
перспективами развития ТКС (в то время ВВС приступили к ис-
исследованиям, приведшим в итоге к утверждению программы
создания ракет-носителей EELV).
В поддержку проекта DC-X выступило и NASA, готовив-
готовившееся к работам по одноступенчатой МТКС. На сохранение
рабочей группы и поддержание изделия в эксплуатационном
состоянии агентство выделило около 1 млн долл.
Лишь в начале 1994 г. военное ведомство разрешило из-
израсходовать на завершающие пять полетов аппарата DC-X
5 млн долл. Причем финансирование работ уже осуществля-
осуществлялось из бюджета Управления ARPA (так непродолжительное
время называлось Управление DARPA). Кроме того, к реали-
реализации проекта были привлечены некоторые исследовательские
организации ВВС и NASA.
В результате 20 июня 1994 г. после восьмимесячного пере-
перерыва аппарат DC-X в четвертый раз устремился в небо. Впер-
Впервые модель стартовала с полностью заправленными баками,
поэтому продолжительность полета с усложненными задача-
задачами составила 136 с.
После вертикального подъема с разворотом по крену в 180°
на высоту 450 м аппарат по крутой траектории достиг высо-
высоты 793 м в 320 м от места взлета. На этом участке изделие,
управлявшееся только маршевыми ЖРД, развило скорость
119 км/ч при угле атаки 70°. Затем, продолжая набор высо-
высоты, аппарат лег на обратный курс. Над посадочной площад-
площадкой аппарат завис на высоте 870 м. При спуске, который про-
продолжался 1 мин, максимальная скорость снижения состави-
составила 22 м/с,
Успех четвертого полета был затенен аварией при пятом
испытании, состоявшемся через неделю (непродолжительный
период предстартовой подготовки уже следовало бы рассмат-
рассматривать хорошим показателем, если бы...).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Сразу же после включения маршевых ЖРД еще до отрыва
аппарата от пускового устройства под его днищем произошел
взрыв накопившегося в наземных магистралях водорода. По-
Поскольку бортовые системы работали нормально, то никаких
данных о возникновении нештатной ситуации на операторские
пульты не поступило. Поэтому изделие в автоматическом ре-
режиме совершило взлет. Лишь на 7 с полета, когда начала раз-
разрушаться обшивка поврежденного хвостового отсека, наблю-
наблюдатели зафиксировали возникшие аномалии, а спустя 10 с была
подана команда на аварийное приземление.
Несмотря на разрушения, система управления и исполни-
исполнительные элементы аппарата, находившегося в тот момент на
высоте 300 м, сработали без сбоев. Одновременно с выпуском
посадочных опор была снижена скорость полета, хотя изде-
изделие продолжало подъем. Достигнув высоты 780 м, аппарат
начал снижение со скоростью 30 м/с-вслед за падающими кус-
кусками фюзеляжа.
Впервые посадка изделия была произведена не на подго-
подготовленную бетонную площадку, а на природную поверхность
полигона, представляющую собой гипсовые отложения. Каса-
Касание произошло через 78 с после старта при скорости 1,1 м/с с
небольшим боковым скольжением; отклонение оси модели от
вертикали не превысило 1°.
Послеполетный осмотр аппарата DC-X показал обширное
размерами 1,2 х 4,5 м разрушение нижней и центральной час-
части корпуса, толщина которого составляет около 2,5 см. Кроме
того, была обнаружена небольшая трещина в сварном шве бака
водорода. Подобный ущерб был признан восстановимым при
незначительных затратах. Для изготовления нового фюзеля-
фюзеляжа его разработчику — фирме «Scaled Composites» было пере-
передано 700 тыс. долл. (первый корпус обошелся в 1,2 млн долл.).
Несмотря на аварию, участники проекта были далеки от
огорчений — при столь значительных повреждениях изделие
продемонстрировало высокую живучесть и доказало свои пра-
права на дальнейшие полеты.
Восстановленный аппарат DC-X совершил свой шестой старт
16 мая 1995 г. Сразу же после взлета стала отрабатываться
программа разворота по тангажу. При этом для управления
моделью впервые были использованы дифференциальное дрос-
дросселирование тяги маршевых ЖРД и один из аэродинамиче-
аэродинамических щитков, выдвинутый на 15 с полета (Т+15 с). Перед дос-
А. ШУМИЛИН
тижением вершины траектории 1,3 км в момент Т+45с щи-
щиток был убран, и аппарат начал горизонтальный полет в об-
обратном направлении со скоростью 165 м/с. Оказавшись над
посадочной площадкой, изделие в момент Т+79 с стало сни-
снижаться с скоростью 23 м/с; за 10 с до приземления были вы-
выдвинуты опоры, посадка произошла в 3 м от центра бетонки.
Продолжительность полета составила 124 с.
12 июня 1995 г. седьмое испытание продолжалось 132 с.
Этот запуск был отмечен значительными изменениями угла
атаки (в пределах 0—70е) при горизонтальном полете на высо-
высоте 1,9 км. Кроме того, впервые для управления изделием были
задействованы все исполнительные элементы системы наведе-
наведения: маршевые ЖРД, аэродинамические поверхности и реак-
реактивные двигатели, работавшие на газообразных компонентах
топлива.
Завершающий и самый сложный восьмой полет продол-
продолжительностью 124 с состоялся 7 июля 1995 г. при значитель-
значительном количестве приглашенных высокопоставленных чинов-
чиновников различных организаций и конгрессменов. Основной
задачей испытания была демонстрация возможности разво-
разворота изделия при возвращении с орбиты для вертикальной
посадки.
После непродолжительного вертикального подъема и раз-
разворота по тангажу на 25° аппарат вышел в зону проведения
маневра на высоте 2,4 км и в удалении 640 м от места стар-
старта. Совершив в плоскости тангажа разворот до угла -5°, из-
изделие было сориентировано носовой частью в обратном на-
направлении, при этом инерциальная скорость движения со-
составила 19,8 м/с.
Основной маневр занял 15 с. Аппарат выполнил обратный
разворот по тангажу до угла 130° над горизонтом, а потом для
подготовки к посадке опять уменьшил свой наклон до 110°.
При этом максимальная угловая скорость составила 25°/с, а
угол атаки изменялся от -60° до +180°. Разворот осуществ-
осуществлялся за счет одновременного качания маршевых ЖРД, обес-
обеспечившего до 40% требуемого момента, и дифференциального
дросселирования их тяги F0%).
Приблизившись к стартовой площадке, аппарат начал сни-
снижение со скоростью 22,5 м/с. На этапе спуска отказал высото-
высотомер, и приземление произошло при скорости 4,2 м/с с пере-
перегрузкой 5,3 g (максимально допустимая величина 7 g).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «иДС» 2 01
Сразу же после посадки группа обслуживания приступила
к работам с аппаратом, планируя провести дополнительный
демонстрационный полет с минимальным интервалом. Одна-
Однако жесткое приземление привело к разрушению амортизатора
одной опоры и небольшому разрыву обшивки. Поэтому повтор-
повторный старт был отменен.
Небольшое изменение в планах не омрачило торжествен-
торжественной церемонии по поводу завершения программы испытаний,
а также передачи аппарата DC-X в ведение NASA.
Еще весной 1994 г. до возобновления испытаний изделия
агентство, согласовав вопрос с Министерством обороны, за-
заключило с компанией «McDonnell Douglas» соглашение о мо-
модернизации модели для отработки новых технологий. Общий
объем работ был оценен в 25 млн долл., причем треть из этой
суммы обязалась оплатить сама компания «McDonnell
Douglas», предлагавшая NASA свой аппарат в качестве прото-
прототипа масштабной модели перспективной транспортной систе-
системы RLV.
Основными отличиями модернизированного изделия, на-
названного DC-XA Clipper Graham, стали:
— графито-эпоксидный бак жидкого водорода массой 972 кг
(предшествующий алюминиевый образец весил 1,47 т);
— алюминий-литиевый бак жидкого кислорода массой
648 кг, обеспечивший снижение массы конструкции на 375 кг.
(Емкость, рассчитанная на заправку 7,3 т компонента, имела
диаметр 2,5 м и высоту 2,1м. Первоначально компания
«McDonnell Douglas» планировала изготовлять оба топливных
бака из композиционных материалов, однако из-за опасений
задержек с разработкой емкости под окислитель выбрали тра-
традиционный алюминий-литиевый сплав. Изделие было закуп-
закуплено у российской корпорации «Энергия»);
— вспомогательная силовая установка для гидроприводов,
также приобретенная в России;
— блок газификации жидкого водорода для двигателей
системы ориентации (масса агрегата, спроектированного фир-
фирмой «Aerojet», составила 233 кг);
— межбаковый переходник (в сравнении с алюминиевым
аналогом новый элемент, изготовленный из композитов, имел
меньшую на 118 кг массу);
— комплектация системы наведения приемниками нави-
навигационной системы GPS (данные устройства устанавливались
202 ЯВ» А. ШУМИЛИН
и на модели DC-X, но только для испытаний, без включения в
основной контур управления).
Несмотря на то что электронное оборудование аппарата
DC-XA имело большую на 136 кг массу, за счет выполненных
доработок общий вес конструкции изделия был снижен до 9,2 т
(то есть на 10% по сравнению с базовым изделием).
Программой испытаний аппарата DC-XA предусматрива-
предусматривалось осуществление в течение двух-трех месяцев пяти стар-
стартов. Первый из них состоялся 18 мая 1996 г. на том же поли-
полигоне Уайт-Сэндз. Испытание проводилось по упрощенной схе-
схеме: подъем на высоту 240 м, перемещение в горизонтальной
плоскости к посадочной площадке и спуск. Все задачи поле-
полета, длившегося 62 с, были успешно выполнены. Однако при
посадке произошел отказ фиксатора аэродинамического щит-
щитка, и он, выдвинувшись из корпуса, под действием отражен-
отраженного от земли пламени загорелся. Пожар был быстро поту-
потушен, и незначительные повреждения не потребовали продол-
продолжительного ремонта.
Подготовка и проведение двух последующих полетов ап-
аппарата DC-XA с Запланированным интервалом в сутки прохо-
проходила по типовому сценарию американских боевиков с коме-
комедийным уклоном: главный герой — хороший парень — попа-
попадает в им самим вырытую яму и с честью из нее выбирается.
Руководителям проекта было мало аварийной посадки мо-
модели DC-X «в чистом поле» летом 1994 г. В стремлении проде-
продемонстрировать высокую надежность изделия перед выбором
NASA головного подрядчика по программе RLV они решили
повторить эксперимент.
Тем не менее определенный для приземления участок, на-
находящийся от места старта в 170 м, был обильно смочен во-
водой и утрамбован примерно на глубину 0,3 м. Данная техника
вполне себя оправдала при подготовке полосы для посадки
орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл» при третьем ис-
испытательном полете в 1982 г.
По своей схеме второй полет, произведенный 7 июня, был
аналогичен первому: модель, поднявшись со скоростью
53,3 м/с на высоту 594 м, сместилась к месту посадки и на-
начала спуск. Оставалось только совершить эффектную посадку
перед высокопоставленными гостями.
Но свою яму аппарат DC-XA вырыл сам. Под действием
пламени двигателей оставшаяся в поверхностном слое вода
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ» 2 0 3
вскипела, и вырванные из земли значительные по размерам
куски гипса, разлетаясь, стали бить по корпусу аппарата. Вы-
Выжженный в поверхности кратер глубиной 0,6 м был настоль-
настолько обширен по площади, что практически все опоры оказа-
оказались на его краю, и малейшее боковое смещение привело бы к
падению изделия. *
Не успев порадоваться свалившейся удаче от устоявшего
аппарата, стартовая команда из 15 человек с особыми предос-
предосторожностями приступила к погрузке изделия на транспор-
транспортер. Поскольку третье испытание также планировалось завер-
завершить на такой же «неподготовленной» площадке, то програм-
программистам пришлось загружать новое полетное задание с посадкой
на штатной бетонке; на это ушло около 6 ч, хотя БЦВМ систе-
системы наведения была заменена за 45 мин.
О планах осуществления повторного старта через несколь-
несколько часов (такая была программа-максимум) уже не говорили.
Авральные работы велись с целью проведения нового полета в
течение суток.
И им это удалось. Слегка подчищенный аппарат DC-XA
стартовал через 26 часов. Поскольку впервые модель была пол-
полностью заправлена, полет длился 142 с, при этом была достиг-
достигнута рекордная высота за всю историю испытаний 3,14км.
Многочисленные датчики, с особой концентрацией на новых
конструктивных элементах (топливных баках и переходнике),
фиксировали значения динамических нагрузок на изделие во
время подъема, также осуществлявшегося с небывалой скоро-
скоростью 90 м/с.
Все задачи полета были успешно решены. Присутствовав-
Присутствовавший при испытаниях директор NASA Даниэль Голдин обмол-
обмолвился: «Этим можно и "Шаттл" заменить».
Однако это были только слова. К тому времени NASA, ве-
вероятно, уже сделало свой выбор экспериментальной модели
МТКС второго поколения и не в пользу аппарата с вертикаль-
вертикальным взлетом и посадкой (официально это будет объявлено че-
через месяц). Успешное проведение демонстрационных полетов
модели DC-XA привело лишь к дополнительному соглашению
с компанией «McDonnell Douglas» о продлении программы ис-
испытаний еще на четыре старта.
Но, как бы поняв свою ненужность, аппарат DC-XA взор-
взорвался при следующем запуске 31 июля. После взлета модель
поднялась на высоту 1,2 км на удалении 0,9 км. При возвра-
А. ШУМИЛИН
щении изделие совершило разворот по тангажу на угол 45°
для оценки характеристик аэродинамических щитков.
Спуск начался при вертикальной скорости 54 м/с. На вы-
высоте 105 м была подана команда на выдвижение посадочных
опор, однако одна из них не сработала. В этот момент изделие
находилось на высоте 60 м, а скорости снижения составляла
29 м/с; до приземления оставалось 11с.
На случай возникновения подобной ситуации были пре-
предусмотрены различные варианты действий, включая экстрен-
экстренный подъем с последующей посадкой на парашюте (в этом слу-
случае скорость приземления составила бы предельно допусти-
допустимую величину 9 м/с). Но в итоге было принято решение о
посадке в штатном режиме.
Аппарат коснулся поверхности бетонной площадки через
140 с после взлета. Приземлившись со скоростью 1,2 м/с, из-
изделие находилось в вертикальном положении в течение 5 с (дви-
(двигатели за это время были отключены), а затем начало падать.
При ударе о землю загорелся бак окислителя с остатками ком-
компонента, а через 1,5 мин взорвался бак водорода. Пожар длился
около часа.
Итак, один из крупных проектов, связанных с отработ-
отработкой технологий перспективных МТКС, окончился потерей
опытной модели. Но поскольку это не редкость для экспери-
экспериментальных изделий, то исходя из общих результатов, полу-
полученных в ходе создания и испытаний аппарата DC-XA, мно-
многие специалисты оценивают этот проект весьма положитель-
положительно. К основным достижениям разработчиков ими относится,
в первую очередь, высокая оборачиваемость изделия, осна-
оснащенного, что особо подчеркивается, криогенными двигате-
двигателями. Далее:
— осуществление перед посадкой маневра разворота в по-
положение «кормой вперед», принципиального для аппаратов
данной схемы;
— незначительная численность персонала наземного обслу-
обслуживания и управления полетами;
— первые летные испытания графито-эпоксидного бака с
жидким водородом;
— высокая надежность системы управления и ее программ-
программного обеспечения. Система продемонстрировала устойчивую
работу при различных нештатных ситуациях: разорванном
корпусе, разрушенном щитке, отказавшем высотомере, ошиб-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «JBE 205
ках в оценке воздействии пламени, отраженного от поверхно-
поверхности, и т.п.
Тем не менее, несмотря на то что в ходе проекта DC-XA
было изучено около 40% ключевых проблем, связанных с раз-
разработкой одноступенчатой МТКС, дальнейшего развития пред-
предложенная схема не получила и не только по техническим при-
причинам.
ПРОГРАММА Х-33
Проект Х-33, работы по которому велись в 1995—2001 гг.,
являлся ключевым элементом программы создания МТКС вто-
второго поколения — в ходе его выполнения предполагалось раз-
разработать и испытать масштабную гиперзвуковую модель бу-
будущей одноступенчатой системы. Несмотря на полное прекра-
прекращение работ, данный проект, приобретший в свое время
практически общенациональное значение, интересен не толь-
только в техническом отношении. Неудачное завершение програм-
программы выявило реальные возможности промышленности, кото-
которые оказались ниже ожидаемых, а также подчеркнуло значи-
значимость руководства государственных структур в управлении
сложными экспериментальными проектами.
В связи с этим ниже приводится достаточно подробное опи-
описание программы Х-33, включая предварительные изыскания,
на основании которых принималось решение о типе и харак-
характеристиках новой транспортной системы.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ.
Задачи NASA по созданию новых средств выведения, опре-
определенные в директиве «Политика в области ТКС», были сфор-
сформулированы на основе результатов выполненного этим ведом-
ведомством исследования «Выход в космос» («Access to Space»). В ходе
данной работы изучались возможности сокращения затрат на
транспортное обеспечение перспективных проектов, повышения
безопасности космических полетов, а также укрепления пози-
позиций американских компаний на рынке пусковых услуг.
В качестве исходных данных для исследования «Выход в
космос» использовалась оценка общенационального грузопо-
грузопотока, который потребуется обеспечить до 2030 г. В его состав
включались грузы, необходимые для развертывания и эксп-
2 0 6 ДШ» А. ШУМИЛИН
луатации Международной космической станции, гражданские,
военные и коммерческие аппараты.
Перечень задач для новых средств выведения не предус-
предусматривал значительного повышения их энергетических харак-
характеристик, но их эксплуатационные затраты требовалось сокра-
сократить не менее чем на 50% по сравнению с показателями со-
современных транспортных систем.
В рамках исследования «Выход в космос» рассматривались
три варианта комплектации перспективного парка ТКС:
— продолжение эксплуатации существующих ракет-носи-
ракет-носителей и МТКС «Спейс Шаттл» до 2030 г. с проведением мо-
модернизации последней;
— разработка на базе современных технологий семейства
одноразовых РН, ввод в эксплуатацию которых должен со-
состояться в 2005 г. (Предполагалось, что запуски грузов и аст-
астронавтов будут производиться раздельно — для доставки на
орбитальную станцию экипажей проектируется малоразмер-
малоразмерный ВКС);
— создание принципиально новой МТКС, которая могла бы
заменить все современные средства выведения в 2008—2010 гг.
Основное внимание экспертной группы, занимавшейся ана-
анализом первого варианта, было сосредоточено на оценке трех
различных по затратам схем модернизации системы «Gnefic
Шаттл» (принималось, что имеющиеся РН остаются практи-
практически без изменений).
Первая схема предусматривала модернизацию МТКС на
уровне отдельных подсистем и агрегатов. В частности, пред-
предлагались следующие усовершенствования: новые БЦВМ, си-
система ориентации и наведения на базе спутниковой системы
GPS, обеспечение возможности автоматических полетов, вы-
высокоэнергетические топливные батареи, вспомогательные
энергоустановки, работающие от электропитания, рули на-
направления, изготовленные из углерод-углеродного материа-
материала, и т.п.
В ходе модернизации МТКС по второй схеме помимо вы-
вышеназванных мероприятий планировалось провести качествен-
качественное обновление бортовых систем, но с сохранением внешней
конфигурации орбитальной ступени: новые системы орбиталь-
орбитального маневрирования и ориентации с ЖРД на нетоксичных
компонентах > замена гидравлических приводов электромеха-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯЕ» 2 0 7
ническими, улучшенная теплозащита, катапультируемые крес-
кресла и т.п.
Третья схема предполагала создание практически новой
МТКС: катапультируемая кабина экипажа, крылатые жидко-
жидкостные ускорители, стартовые ускорители с гибридным топли-
топливом (как вариант) и прочее.
Сравнительный анализ выбранных альтернатив показал,
что наиболее эффективной схемой является первая, обеспечи-
обеспечивающая приемлемое снижение стоимости эксплуатации при
незначительных затратах на проектные работы.
На этапе предварительного отбора средств выведения для
второго варианта было рассмотрено свыше восьмидесяти схем
комплектации нового семейства РН. Предлагавшиеся ТКС от-
отличались между собой количеством и компоновкой ступеней,
типами двигателей и топлива, способами размещения полез-
полезного груза и т.п.
После детальной проработке нескольких приоритетных схем
предпочтение было отдано следующей номенклатуре: современ-
современная ракета «Дельта-2», новой РН грузоподъемностью 9 т, за-
заменяющая семейство «Атлас-2», и новая ракета тяжелого клас-
класса. Отличительной особенностью последней ТКС, обеспечив-
обеспечившей преимущество данной схемы перед другими, было
использование дешевых кислородно-керосиновых двигателей
РД-180 на первой ступени и модифицированных кислородно-
водородных J-2S — на второй.
Для третьего варианта сравнивались три типа полностью
многоразовых транспортных систем:
— одноступенчатый аппарат с ракетными двигателями, при
стартовой массе 890 т выводящий на низкую орбиту полезный
груз массой 18,6 т;
— одноступенчатый аппарат с ракетными и воздушно-ре-
воздушно-реактивными двигателями (стартовая масса — 415 т, грузоподъ-
грузоподъемность — 23,6 т);
— двухступенчатая МТКС, первая ступень которой исполь-
использует ВРД, а вторая ЖРД (стартовая масса — 363 т, грузоподъ-
грузоподъемность — 14,5 т).
Выполненные экспертами расчеты показали, что исходя из
экономических показателей, уровня технического риска, возмож-
возможности освоения в установленные сроки ключевых технологий
ШУМИЛИН
наиболее предпочтительной для создания является одноступен-
одноступенчатый аппарат с ЖРД, осуществляющий вертикальный старт и
горизонтальную посадку. В то же время признавалось, что сис-
система с вертикальной посадкой может быть не менее эффективна.
Выбранные на первом этапе исследования «Выход в кос-
космос» варианты подверглись затем сравнительному анализу, на
основе котррого и принималось решение о комплектации пер-
перспективного парка средств выведения.
Для определения оптимальной номенклатуры ТКС исполь-
использовались следующие критерии: экономические показатели (об-
(общая стоимость программы за весь жизненный цикл), надеж-
надежность, безопасность, пригодность к эксплуатации и другие. В ка-
качестве контрольного параметра принимались ежегодные затраты
на запуски современных ТКС в размере 6,7 млрд долл. (в ценах
1995 г.), из которых 3,8 млрд долл. приходятся на МТКС «Спейс
Шаттл», 0,5 млрд долл.— на закупки ракет для NASA и
2,4 млрд долл. — на запуски ракет по военным программам и
обслуживание полигонов. Таким образом, стоимость обеспече-
обеспечения всего жизненного цикла современных средств выведения в
течение последующих 35 лет составит 233 млрд долл.
Экономические расчеты по каждому альтернативному ва-
варианту дали следующие результаты.
Затраты на модернизацию современных ТКС оценивают-
оцениваются в 2,4 млрд долл., при этом ежегодная экономия от их экс-
эксплуатации по сравнению с контрольным показателем соста-
составит только 0,25 млрд долл. в год. В результате общая сто-
стоимость реализации первого варианта к 2030 г. достигнет
230 млрд долл.
Разработка новых одноразовых ракет-носителей по второ-
второму варианту обойдется в 11 млрд долл. При ежегодных затра-
затратах на эксплуатацию 4 млрд долл. стоимость проекта составит
192 млрд долл.
Создание принципиально новой МТКС потребует значитель-
значительно больших затрат: расходы только на подготовку элементной
базы в течение ближайших пяти лет составят 18 млрд долл.
Примерно такая же сумма уйдет непосредственно на разра-
разработку и производство нескольких транспортных аппаратов. Тем
не менее высокие затраты на НИОКР обеспечат существенное
снижение текущих затраты до 2,6 млрд долл. в год при сум-
суммарной стоимости всего жизненного цикла 198 млрд долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Важным и решающим преимуществом последнего вариан-
варианта стало максимальное снижение величины удельных затрат
на выведение грузов до 2025—-2160 долл./кг, тогда как для
новых одноразовых ракет данный показатель был оценен в
3520—8580 долл./кг (у современных ТКС эти затраты состав-
составляют 22 000 долл./кг). Кроме того, одноступенчатый аппарат
имеет лучшие показатели по надежности — 0,995 *, осталь-
остальные же лишь соответствуют заданным требованиям — 0,98.
Новая МТКС также обеспечит повышенную безопасность эки-
экипажа, нормативное значение которой определяется 0,998.
Таким образом, несмотря на значительные капиталовложе-
капиталовложения в период разработки, одноступенчатая МТКС по всем пара:-
метрам была признана наилучшим вариантом развития парка
средств выведения. Представляя свое заключение правительству,
NASA отмечало следующее. Транспортная система нового по-
поколения может обеспечить существенное F0%-ное) снижение
затрат на запуски КА. Необходимый подготовительный этап по
освоению элементной базы позволит промышленности значи-
значительно расширить свои технологические возможности. Эконо-
Экономический эффект может быть усилен при использовании но-
новых методов управления работами по проекту и стимулирова-
стимулировании коммерческих интересов частных компаний,
испытывающих сильную конкуренцию на международном рын-
рынке пусковых услуг.
ЗАДАЧИ И ЭТАПЫ ПРОГРАММЫ.
Результаты исследования «Выход в космос» сыграли важ-
важную роль при подготовке документа «Политика в области ТКС».
Тем не менее, несмотря на однозначность ряда предложений
NASA по формированию будущего парка средств выведения,
задачи, поставленные перед этим ведомством в президентской
директиве, оказались достаточно умеренными:
— продолжать эксплуатацию МТКС «Спейс Шаттл» до
2012—2013 гг. (прежде NASA планировало прекратить ее по-
полеты 4—5 годами раньше);
— провести проектные изыскания по одноступенчатой
транспортной системе с тем, чтобы после 1996 г. приступить к
работам по подготовке необходимой элементной базы и созда-
* 0,995 и 0,98 — вероятность безотказной работы (осуществления
запуска).
210 JMfc» А, ШУМИЛИН
нию масштабной модели новой МТКС для комплексной оцен-
оценки выбранной схемы и использованных технологий. Летные
испытания этой модели должны начаться не позднее середи-
середины 1999 г.;
— при разработке технологической базы и проектировании
новой транспортной системы NASA должно учитывать требо-
требования военных организаций.
В результате основной задачей NASA на последующее пя-
пятилетие стала разработка опытного прототипа будущей транс-
транспортной системы RLV («Reusable Launch Vehicle»). По резуль-
результатам летных испытаний нового экспериментального аппара-
аппарата, получившего типовой индекс Х-33, и предполагалось
принять окончательное решение о создании МТКС второго по-
поколения.
В связи с этим NASA выработало лишь самые общие тре-
требования к перспективному средству выведения. При массе кон-
конструкции 80—113 т система RLV должна обеспечивать достав-
доставку на орбиту Международной космической станции (высотой
400 км и наклонением 51,6°) грузы массой 11,3 т. Габариты
отсека полезного груза были определены длиной Эми диа-
диаметром 4^5 м. Двигательную установку системы предлагалось
комплектовать 6—8 ЖРД тягой около 180 т, то есть класса
SSME.
Несмотря на то что помимо решения транспортных задач
новая МТКС будет применяться для снабжения космической
станции и смены ее экипажей, полеты системы должны вы-
выполняться только в автоматическом режиме. Отказ от учас-
участия человека в управлении аппаратом позволит существенно
упростить и конструкцию, и предполетную подготовку МТКС.
В этих же целях было решено полностью исключить проведе-
проведение на ее борту каких-либо научных исследований и экспери-
экспериментов.
Ряд требований был направлен на обеспечение необходи-
необходимых технико-эксплуатационных показателей аппарата RLV:
высокая степень автоматизации систем управления и диаг-
диагностики, износостойкие теплозащитные покрытия, возмож-
возможность аварийного прекращения полета с одним отказавшим
двигателем и посадки на обычные аэродромы, отсутствие са-
самовоспламеняющихся токсичных компонентов топлива, блоч-
блочная компоновка и облегченный доступ к бортовому оборудо-
оборудованию и т.д.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Первоначально с помощью МТКС планировалось добиться
четырех-пятикратного снижения стоимости выведения грузов
в космос. Однако вскоре NASA пересмотрело этот показатель
и потребовало десятикратного сокращения затрат — с 22 000 до
2200 долл. /кг.
Обеспечение высокой рентабельности новой транспорт-
транспортной системы является необходимым условием повышения
конкурентоспособности американских компаний на рынке
пусковых услуг. В отличие от МТКС «Спейс Шаттл», нахо-
находящейся в государственной собственности, аппарат RLV пла-
планировалось передать его разработчикам для коммерческой
эксплуатации.
Подобная льгота была обусловлена финансовым участием
в программе промышленных компаний. По первоначальным
расчетам, вклад частных фирм должен был составить 70—80%
от всей стоимости программы RLV, минимальная величина
которой в 1995 г. оценивалась в 6—12 млрд долл.
По замыслу NASA, успешное проведение демонстрацион-
демонстрационных полетов аппарата Х-33 должно было привлечь к реализа-
реализации программы RLV значительные частные инвестиции. По-
Поэтому, приступив к разработке новой МТКС в 2000 г., NASA
рассчитывало провести ее первые испытания уже в 2004 г., а
штатную эксплуатацию начать год спустя.
В то же время, учитывая высокую сложность программы,
NASA планировало одновременно вести работы по ряду смеж-
смежных проектов типа Х-34 и Х-37, также предусматривавших
создание технологий для перспективных средств выведения.
Тем не менее основные усилия и средства были направлены
на программу Х-33.
К концу 1994 г. NASA подготовило проектные требования
к аппарату Х-33, который должен был представлять собой
уменьшенную примерно вдвое модель будущей МТКС. Опыт-
Опытный прототип предназначался для отработки ключевых эле-
элементов системы RLV и имитации основных этапов ее эксплуа-
эксплуатации: старта, разгона до высоких гиперзвуковых скоростей,
полета по суборбитальной траектории, входа в плотные слои
атмосферы и автоматической посадки на обычную аэродром-
аэродромную полосу (в случае выбора модели с вертикальной посадкой
Указывалась точность приземления — 60 м).
Программа летных испытаний аппарата Х-33 оговаривалась
следующими условиями:
212 ДШ» А. ШУМИЛИН
— проведение не менее 15 стартов, первый из которых дол-
должен состояться не позднее марта 1999 г.;
— не менее чем в двух полетах аппарат должен развить
скорость, превышающую М=15;
— продолжительность предстартовой подготовки к трем,
как минимум, последовательным запускам не должна превы-
превышать 7 дней;
— хотя бы для одного полета необходимо обеспечить пери-
период предполетного обслуживания в двое суток;
— если разработчик выполняет все запланированные по-
полеты к декабрю 1999 г., то ему выплачивается премия в
75 млн долл.
Программа Х-33 стала одним из проектов, в ходе которых
NASA попыталось освоить новые принципы взаимодействия
со своими подрядчиками. Концепция «Быстрее, лучше, дешев-
дешевле» была сформулирована на основе предположения, что уро-
уровень управления и организации производства в крупнейших
корпорациях позволяет существенно ослабить текущий конт-
контроль со стороны правительственных структур. Поэтому в це-
целях сокращения затрат на административно-управленческие
мероприятия и сроков выполнения программы участвующим
в ней фирмам были предоставлены широкие полномочия в ре-
решении многих технических и организационных вопросов.
КОНКУРСНЫЕ ПРОЕКТЫ.
Работы по проекту Х-33 начались с конкурсного отбора по-
полученных от промышленных фирм предложений по новому экс-
экспериментальному аппарату. Контракты стоимостью по 8 млн долл.
каждый на выполнение первого этапа программы NASA подпи-
подписало в начале 1995 г. с тремя компаниями: «McDonnell Douglas
Aerospace», «Rockwell International Space Systems» и «Lockheed
Martin Advanced Development», иногда называемой «Lockheed
Martin Skunk Works». Выбранные компании в течение 15 меся-
месяцев (с марта 1995 г. по май 1996 г.) занимались выработкой кон-
концепции перспективной МТКСи ее масштабной модели, а также
составлением бизнес-плана реализации проекта.
Поскольку никаких конкретных требований по типу аппа-
аппарата Х-33, равно как и системы RLV, NASA не выдвигало, то
представленные на конкурс проекты существенно отличались
друг от друга — воспользовавшись полученной свободой, ком-
компании постарались на новом технологическом уровне реализо-
реализовать свои лучшие конструкторские наработки прошлых лет.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЕ 213
Компания «Lockheed Martin» подготовила проект аппара-
аппарата вертикального взлета и горизонтальной посадки. В каче-
качестве аэродинамической схемы был выбран несущий корпус с
двумя скошенными стабилизаторами. ВКС такой конфигура-
конфигурации под названием «Aeroballistic Rocket» просчитывался фир-
фирмой за несколько лет до этого для военных организаций. Кро-
Кроме того, определенную роль сыграл и значительный опыт, при-
приобретенный компанией в 1960-е годы при создании и летной
отработке несущих корпусов по программам Х-23 и Х-24.
По форме в плане, близкой к треугольной, аппарат RLV имел
высоту 37,8 м и ширину 39 м. При стартовой массе 725 т и за-
запасе топлива 635 т такая МТКС позволяла бы доставлять на низ-
низкую орбиту грузы массой 18 т. Несмотря на некоторое увеличе-
увеличение затрат, компания «Lockheed Martin» приняла решение про-
проектировать аппарат с крупногабаритным отсеком полезного груза
длиной 13,5 м и диаметром 4,5 м. Основным элементом новой
МТКС должна стать двигательная установка, укомплектован-
укомплектованная кислородно-водородными ЖРД с центральным телом.
Кампанией «McDonnell Douglas» в качестве прототипа
транспортной системы RLV был выбран уже созданный и ис-
испытанный аппарат DC-X, осуществляющий вертикальный взлет
и посадку. Предполагалось, что по своим габаритам новая
транспортная система будет примерно в четыре раза крупнее
базового изделия. Характеристики аппарата Х-33 определялись
следующими значениями: стартовая масса — 226 т, высота —
30,5 м и диаметр — 8,4 м.
Транспортная система Х-33 корпорации «Rockwell» пред-
представляла собой крылатый аппарат вертикального взлета и го-
горизонтальной посадки. По внешнему виду он был схож с ор-
орбитальным кораблем МТКС «Спейс Шаттл» и имел практически
цилиндрический корпус, что, по мнению специалистов корпо-
корпорации, обеспечивает более эффективное использование внут-
внутренних объемов, а также позволяет с наименьшими затрата-
затратами создать аналогичную систему больших габаритов.
Высота аппарата Х-33 корпорации «Rockwell» составля-
составляла 30м, размах крыла— 16,5м, а стартовая масса— 159т,
тогда как характеристики созданной на его базе МТКС были
бы таковы: высота — 56 м, размах крыла — 32 м, стартовая
масса — 860 т, а масса конструкции — 84 т. Возможности по
выведению грузов оценивались для разных орбит в пределах
6,8—18 т.
214
А. ШУМИЛИН
Рассматривавшиеся схемы одноступенчатой МТКС: аппарат
с несущим корпусом вертикального старта и горизонтальной
посадки (слева), крылатый аппарат вертикального старта
и горизонтальной посадки (в центре), аппарат вертикального старта
и вертикальной посадки
В ходе выполнения первого этапа программы компании
провели детализацию своих проектов, в результате которой
изменились не только некоторые технические показатели рас-
рассматривавшихся аппаратов, но и отчасти их внешний облик.
Общие характеристики транспортных систем RLV, определен-
определенные после этапа эскизного проектирования аппаратов Х-33,
приведены в таблице 2.3.
В оценке поданных компаниями предложений по аппара-
аппарату Х-33 и в конечном счете системе RLV принимали участие
около 100 экспертов из различных государственных организа-
организаций (NASA, Министерств обороны, энергетики и т.п.), а так-
также частных аэрокосмических предприятий.
В качестве критериев выбора наилучшего проекта исполь-
использовались:
— конструктивное совершенство («сухая» масса аппарата
не должна превышать 10% от его стартовой массы);
— минимальный объем проектно-конструкторских доработок
в части освоения новых технологий при создании системы RLV;
— оптимальный, согласованный с планами NASA график
финансирования и выполнения работ по проекту. (Особо учи-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
215
тывалась величина собственных средств подрядчика, вкла-
вкладываемых в реализацию программы.)
Таблица 2.3
Основные характеристики аппаратов, предложенных
к разработке по программе RLV
Разработчик
Тип старта / посадки
Высота, м
Поперечный размер, м
Стартовая масса, т
«Сухая» масса, т
Двигательная
установка
Диаметр / длина отсека
полезного груза, м
Масса полезного груза
(т), выводимого
на орбиты:
— низкую
-— международной
станции
Удельная стоимость
выведения груза,
долл./кг
Стоимость разработки
и изготовления,
млрд долл.
«McDonnell
Douglas»
Вертикальный/
вертикальная
55,5
14
1087
100
8ЖРД
4,9 / 10,5
20,4
10
2200
4—7
«Lockheed
Martin»
Вертикальный/
горизонтальная
38
39
970
77—82
7ЖРД
RS-2200
4,5 / 13,5
18
11,3
2200
4,5—5
«Rockwell»
Вертикальный/
горизонтальная
64
31
(размах крыла)
906
90,6
6ЖРД
RS-2100
4,5/ 13,5
19
11,3
2200
5-8
По всем приведенным критериям аппарат, предложенный
компанией «Lockheed Martin», оказался лучшим. Благодаря
использованию принципиально новых маршевых двигателей,
композиционных материалов, а также теплозащитных покрьь
тий относительная масса конструкции изделия была снижена
до 0,08—0,084. .
216 ЗШт А. ШУМИЛИН
Для продолжения работ по программе Х-33 NASA выдели-
выделило 941 млн долл., из которых 837 млн долл. получила непос-
непосредственно компания «Lockheed Martin», а остальные были
переданы подразделениям NASA, привлеченным к реализации
проекта. Долю своего финансового участия в создании экспе-
экспериментального аппарата компания «Lockheed Martin» опреде-
определила в размере 220 млн долл. Кроме того, по условиям заклю-
заключенного контракта она также принимала на себя все дополни-
дополнительные расходы, которые могут потребоваться в будущем при
доработке проблемных узлов модели.
Решение об использовании в программе Х-33 финансовых
средств головного подрядчика качественно изменило отноше-
отношения между NASA и компанией «Lockheed Martin», подняв ста-
статус последней до равноправного партнера федерального ведом-
ведомства. Обычно при заключении контракта заказчик детально
определяет основные характеристики, проектный облик и мно-
многие другие параметры разрабатываемого изделия, вплоть до тех-
технологических процессов изготовления его ключевых элементов.
В рамках же программы Х-33 было оформлено «Соглаше-
«Соглашение о совместной разработке» (Cooperative Agreement), по ко-
которому подрядчик получал самые широкие полномочия; при-
причем в ходе обсуждения различных вопросов NASA могло вы-
высказывать свое мнение лишь в виде рекомендаций. Также в
целях сокращения затрат на административное обеспечение
программы был существенно уменьшен объем текущих прове-
проверок деятельности компании, а также упрощены нормативные
требования к выполнению проектно-исследовательских и про-
производственных работ.
Низкая эффективность принятого подхода к созданию та-
такого уникального аппарата, как Х-33, проявилась уже в
1999 г., когда после аудиторской проверки программы специ-
специалисты Главного контрольно-финансового управления GAO
(General Accounting Office) сделали заключение, что проекти-
проектируемая модель «не будет соответствовать заданным техниче-
техническим и стоимостным показателям».
Таким образом, попытки NASA оценить в ходе програм-
программы Х-33 новые, более простые и дешевые методы управле-
управления крупными техническими проектами не принесли желае-
желаемого результата.
Но это выяснилось позже. Гораздо раньше прозвучали со-
сомнения в объективности проведенного конкурса.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Ряд обозревателей высказали соображения о политических
предпосылках выбора проекта корпорации «Lockheed Martin».
Так, например, аппарат компании «McDonnell Douglas» многи-
многими специалистами считался наиболее предпочтительным, по-
поскольку уже имел успешно испытанный прототип DC-X. Но этот
вариант был отклонен вследствие того, что его истоки были свя-
связаны со «Стратегической оборонной инициативой», выдвину-
выдвинутой республиканским президентом Р. Рейганом. Пришедшее же
к власти в 1993 г. правительство от демократической партии
рассматривало эту программу как политически некорректную.
Некоторое предубеждение к предложениям компании
«McDonnell Douglas» проявлялось и в NASA, но оно было свя-
связано в основном с межведомственными отношениями, ибо ини-
инициатором проекта DC-X все-таки было Министерство обороны.
Аппарат корпорации «Rockwell» рассматривался прямым ко-
копированием корабля МТКС «Спейс Шаттл», причем с некото-
некоторым ухудшением эксплуатационных характеристик.
Новое и молодое правительство демократов, сделавшее став-
ставку на интенсивное развитие наукоемких отраслей промышлен-
промышленности, нуждалось в более инновационном проекте. В наиболь-
наибольшей степени этому требованию соответствовал аппарат компа-
компании «Lockheed Martin».
ОПИСАНИЕ АППАРАТОВ Х-ЗЗИ «VENTURESTAR».
Идея создания МТКС по схеме несущего корпуса в комп-
комплектации с двигателями LA (Linear Aerospike) с линейным
центральным телом и металлической теплозащитой была выд-
выдвинута фирмой «Lockheed Skunk Works» еще в 1992 г. В пос-
последующем и особенно на этапе эскизного проектирования в
рамках программы RLV первоначальный облик и характерис-
характеристики предложенной транспортной системы претерпели неко-
некоторые изменения.
К началу непосредственных работ по опытному прототипу
новая МТКС, получившая собственное имя «VentureStar» («Звез-
(«Звезда предприятия»), приобрела более плавные обводы верхней
части фюзеляжа, сохранив при этом треугольную форму в пла-
плане. Помимо двух стабилизаторов для управления изделием и
увеличения путевой устойчивости было предложено использо-
использовать двухкилевое вертикальное оперение. В целях повышения
управляемости при гиперзвуковом полете в нижней части кор-
корпуса предусматривались два балансировочных щитка.
А. ШУМИЛИН
Аэродинамическое качество системы «VentureStar» на ги-
гиперзвуковых скоростях оценивается в 1,2, при дозвуковом ре-
режиме в 4,5 с максимальным коэффициентом подъемной силы
0,9. При возвращении на Землю с полезным грузом скорость
захода на посадку будет снижена до 380 км/ч, а скорость в
момент касания составит 300 км/ч, что примерно на 90 км/ч
меньше скорости посадки корабля МТКС «Спейс Шаттл»
Аппарат Х-33, представляя собой уменьшенную в масштабе
53% копию МТКС «VentureStar», имел аналогичные форму и ком-
компоновку. Высота прототипа составляла 20,7 м,. поперечный раз-
размер — 23,1 м; стартовая масса определилась 131 т, а масса кон-
конструкции — 37 т. (Примечательно отметить, что в аванпроекте,
с которым компания «Lockheed Martin» победила в конкурсе,
две последние характеристики имели значения 124 т и 28 т соот-
соответственно.) Двигательная установка аппарата Х-33 комплекто-
комплектовалась двумя кислородно-водородными двигателями XRS-2200 LA
тягой по 93 т, тогда как в составе МТКС «VentureStar» планиро-
планировалось применять семь таких ЖРД.
Аппараты Х-33 и VentureStar в сравнении
с МТКС «Спейс Шаттл»
Внутренняя компоновка аппарата Х-33 предполагала пере-
переднее расположение бака окислителя вместительностью 82 т
жидкого кислорода. Изготовленная из алюминиевого сплава
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
двухдольная емкость массой 2,5 т имела длину 7,9 м, ширину
5,7 м и высоту 3,6 м. В составе МТКС «VentureStar» предпо-
предполагалось применять бак, изготовленный из композитных ма-
материалов.
В центре аппарата Х-33 располагался отсек полезного гру-
груза диаметром 1,2 м и длиной 3,3 м, в нем планировалось раз-
размещать электронное оборудование: три БЦВМ, системы свя-
связи, наведения, энергообеспечения и прочее. Выполненный из
титанового сплава отсек массой 136 кг представлял собой съем-
съемный элемент конструкции. В отношении будущей МТКС подоб-
подобное решение позволит проводить предстартовую подготовку
предназначенных к выведению объектов параллельно и неза-
независимо от работ по обслуживанию всего изделия.
По обеим сторонам аппарата находятся баки жидкого во-
водорода, которые будут воспринимать основную нагрузку от
тяги, создаваемой маршевыми ЖРД. Изготовленные фирмой
«Alliant Techsystems» из графито-эпоксидного материала баки
массой по 2080 кг каждый рассчитаны на размещение по
110 тыс. л компонента. Столь крупные резервуары для крио-
криогенных жидкостей из композитных материалов еще не со-
создавались.
Баки горючего стали наиболее сложными для разработки
элементами конструкции аппарата Х-33. Именно из-за про-
проблем, возникших при их изготовлении, сначала были перене-
перенесены сроки проведения демонстрационных полетов изделия, а
затем после разрушения при стендовых испытаниях в конце
1999 г. одного из баков был поднят вопрос о закрытии про-
программы.
Нижними днищами баки горючего опираются на раму креп-
крепления маршевых ЖРД. Криогенные двигатели RS-2200 фир-
фирмы «Rocketdyne» являлись одним из основных элементов ап-
аппаратов Х-33 и «VentureStar», благодаря которым предпола-
предполагалось обеспечить высокие энергетические характеристики этих
транспортных систем. Каждый такой ЖРД оснащен 20 каме-
камерами сгорания прямоугольного сечения, которые располага-
располагаются в два ряда по 10 камер в основании линейного централь-
центрального тела V-образного профиля. Формирование потока в по-
подобных двигателях осуществляется, с одной стороны, профи-
профилированным скатом центрального тела, а с другой — внешним
давлением атмосферы, что автоматически обеспечивает опти-
оптимальную степень расширения отбрасываемой струи.
220 ЯШт> А. ШУМИЛИН
За счет плотной компоновки силовых установок, состоя-
состоящих из таких ЖРД, существенно уменьшаются габариты хво-
хвостового отсека. Кроме того, если обычные ЖРД крепятся на
тяжеловесных ферменных рамах, приводящих к точечной пе-
передаче нагрузок от тяги на корпус, то для монтажа двигате-
двигателей типа LA применяются более простые конструкции прямо-
прямоугольной формы, более соответствующей обводам фюзеляжа
аппарата Х-33. В результате удается обеспечить более равно-
равномерное нагружение и тем самым снизить прочностные требо-
требования к изделию.
Управление аппаратами Х-33 и «VentureStar» по тангажу
и крену должно осуществляться за счет изменения тяги верх-
верхних и нижних камер сгорания двигателей LA, а в плоскости
рыскания путем дросселирования тяги крайних ЖРД. Отсут-
Отсутствие в конструкции такой силовой установки карданных под-
подвесов, поворотных механизмов и гибких магистралей снижает
ее вес, одновременно повышая надежность.
К проектированию ЖРД с центральным телом фирма
«Rocketdyne» приступила в середине 1960-х годов; тогда ею
был разработан двигатель с тороидальной камерой сгорания.
Позднее такие ЖРД предлагалось использовать на орбиталь-
орбитальных кораблях МТКС «Спейс Шаттл», но из-за высокого тех-
технического риска этот вариант оказался неприемлемым.
При относительно низком давлении в камере сгорания
A58 кг/см2) штатные двигатели RS-2200, которые создавались
для МТКС «VentureStar», должны были иметь тягу 195 т на
уровне моря и 224 т в вакууме, удельный импульс в соответ-
соответствующих условиях 347 с и 455 с; тяговооруженность ЖРД
оценивалась в 84.
Для аппарата Х-33 фирма «Rocketdyne» создала опытные
двигатели XRS-2200, отличающиеся пониженным значением
давления в камере сгорания. В результате чего их тяга снизи-
снизилась до 93 т, а тяговооруженность до 35. Характерной особен-
особенностью конструкции этих ЖРД является использование тур-
бонасосного агрегата с двигателей J-2, применявшихся на ра-
ракетах «Сатурн».
В период с сентября 1999 г. по май 2000 г. на технической
базе Центра Стенниса было выполнено 20 стендовых запусков
опытного образца двигателя XRS-2200, большая часть из них
прошла успешно. В феврале 2001 г. начались испытания сбор-
сборки двух летных образцов ЖРД. Однако уже в марте после
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
объявления NASA о прекращении финансирования проекта
Х-33 дальнейшая отработка двигателей была приостановлена.
Тем не менее представителям Центра Стенниса и компа-
компании «Rocketdyne» удалось убедить руководство NASA в целе-
целесообразности продолжения испытаний. Из бюджета новой тех-
технологической программы SLI, предусматривавшей создание
элементной базы для перспективных МТКС (ее описание см.
ниже), на проведение трех запусков спаренных ЖРД было
выделено 3,8 млн долл. Основной задачей этих экспериментов
стала оценка работоспособности электромеханических приво-
приводов, которые фирма «Rocketdyne» применила в своих издели-
изделиях. Оговоренные новым соглашением испытания были успеш-
успешно осуществлены в июле—августе 2001 г. Наиболее сложным
и продолжительным стал третий запуск, когда ЖРД прорабо-
проработали 90 с практически на номинальном уровне тяги — 85%.
Другим инновационным элементом аппарата Х-33 явилась
металлическая теплозащита, которая по сравнению с тради-
традиционными керамическими покрытиями имеет лучшие эксп-
эксплуатационные характеристики. Использование теплостойких
металлов стало возможным благодаря аэродинамической фор-
форме несущих корпусов, снижающей тепловые нагрузки при вхо-
входе в плотные слои атмосферы.
В качестве разработчика системы теплозащиты была вы-
выбрана фирма «Rohr», позднее вошедшая в состав компании
«BFGoodrich Aerospace». Для носка и передних кромок ею было
создано углерод-углеродное покрытие с повышенной стойкос-
стойкостью к окислению ORCC (Oxidant Resistant Carbon Carbon).
На нижней поверхности, где температура достигнет 700—
1000 °С, предлагалось монтировать плитки из никелевого спла-
сплава Inconel-617, а на участках с нагревом до 700 °С покрытия
из титанового сплава Ti-1100. Верхнюю поверхность с незна-
незначительными тепловыми нагрузками планировалось закрывать
обычными изоляционными панелями, а некоторые элементы
конструкции, например аэродинамические рули, просто изго-
изготавливать из титана.
В связи с высокой теплопроводностью металлических по-
покрытий (температура на их внутренней поверхности будет око-
около 180 °С) и для облегчения монтажа плитки должны были
крепиться на специальных подставках. На ранних этапах про-
проектирования образовавшийся между ними и фюзеляжем за-
зазор в 10 см предлагалось заполнять дополнительным изоля-
А. ШУМИЛИН
ционным материалом. Удельная масса созданной теплозащи-
теплозащиты без учета элементов ее крепления составила 4,8 кг/м2.
Квалификационные испытания теплозащитных покры-
покрытий аппарата Х-33 были выполнены осенью 1998 г. в Цент-
Центре Лэнгли. Испытывавшиеся образцы подвергались нагреву
до 1093 °С.
Успешная разработка двигательной установки и теплоза-
теплозащиты не спасла программу Х-33 от закрытия. Наиболее серь-
серьезные проблемы, как уже отмечалось, возникли при создании
композитных баков водорода, из-за которых неоднократно сры-
срывались сроки начала испытательных полетов аппарата. В на-
начале 1999 г. при проверке только что изготовленных летных
образцов баков в одном из них было обнаружено обширное
отслоение внешнего покрытия от сотового наполнителя стен-
стенки. Выявленный дефект тогда удалось устранить, и работы
продолжились.
Однако контрольные испытания на отрыв внешней оболоч-
оболочки показали, что прочностные характеристики применяемого
клеевого состава на 25% ниже расчетных. Поскольку каче-
качественно улучшить показатели адгезионного слоя в течение не-
непродолжительного времени не представлялось возможным, то
запас прочности бака был снижен до 1,25.
Более того, по результатам анализа технологических про-
процессов изготовления баков и реально достигнутых прочност-
прочностных показателей было сделано заключение о том, что увели-
увеличенные вдвое аналоги для системы «VentureStar» в ближай-
ближайшие годы изготовить не удастся. Поэтому компания «Lockheed
Martin» была вынуждена принять решение об использовании
на будущей МТКС баков горючего из традиционных алюми-
алюминиевых сплавов. Такое изменение в проекте потребовало для
обеспечения заданной грузоподъемности системы увеличения
бортового запаса топлива и, следовательно, пересмотра ее внут-
внутренней компоновки.
В итоге общая схема МТКС «VentureStar», масса которой
возросла до 1500 т, существенно изменилась. Если ранее по
внешнему облику она была практически идентична аппарату
Х-33, то теперь отсек полезного груза предлагалось разме-
размещать не внутри корпуса, а на верхней поверхности фюзеля-
фюзеляжа, отказавшись при этом от вертикальных килей. Для
управления системой по рысканию должны были применяться
вертикальные законцовки стабилизаторов. По сравнению с
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«ДЕ> 2 2 3
исходным проектом площадь последних была существенно
увеличена с тем, чтобы они могли обеспечить свыше 50%
подъемной силы изделия.
Произошедшее при квалификационных испытаниях в но-
ноябре 1999 г. разрушение летного образца бака горючего пере-
перечеркнуло все планы не только в отношении МТКС «VentureStar»,
но и аппарата Х-33.
В целях экономии финансовых средств баки жидкого во-
водорода, как и многие другие узлы аппарата, изготавливались
в единственном экземпляре. Поэтому для производства нового
образца, даже из алюминиевых сплавов, как предложила ком-
компания «Lockheed Martin», потребовались бы значительные до-
дополнительные ассигнования и время (первый полет аппарата
откладывался в лучшем случае до 2003 г.).
Затраты же на полное завершение программы Х-33 оцени-
оценивались уже в 400—600 млн долл. NASA, израсходовав все пре-
предусмотренные бюджетом средства, отказалось от дальнейшего
финансирования проекта, а компания «Lockheed Martin», рас-
расходы которой к началу 2000 г. возросли до 360 млн долл.
(с предусмотренных ранее 220 млн долл.), также не смогла
изыскать подобные суммы.
В результате в марте 2001 г. NASA объявило о полном пре-
прекращении работ по программе Х-33. А собранный примерно
на 75% аппарат было решено законсервировать на базе ВВС
Эдвардз в одном из ангаров его стартового комплекса.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС.
Запуски аппарата Х-33 планировалось проводить с терри-
территории технической зоны Хейстак Бьют (Haystack Butte), рас-
расположенной в восточной части базы Эдвардз. Стартовый ком-
комплекс, головным разработчиком которого стала корпорация
«Sverdrup», разместился на ллощади 10 га. Его строительство,
начавшееся в ноябре 1997 г., длилось пятнадцать месяцев.
Согласно заключенному с заказчиками контракту стоимо-
стоимостью 32 млн долл., корпорацией «Sverdrup» были построены
следующие сооружения:
— передвижной ангар с полезной площадью 850 м2 для
предстартовой подготовки аппарата Х-33 (обслуживание изде-
изделия должно было проводиться на расстоянии 121 м от старто-
стартовой площадки, после чего в ангаре доставляться к месту за-
запуска);
224
А. ШУМИЛИН
— подъемно-монтажное оборудование для установки аппа-
аппарата на пусковое устройство; эта операция производится за
15 мин после отката ангара;
— стартовая площадка с пламеотводным каналом разме-
размерами 10,5 х 9 м (для снижения шумовых нагрузок и охлаж-
охлаждения канала, толщина бетонных стенок которого достигает
0,9 м, предусмотрена система подачи воды с расходом
300 000 л/мин);
— водонапорная башня с баком емкостью 946 000 л;
— резервуары для жидкого кислорода и водорода;
— центр управления запуском, расположенный на удале-
удалении 1,6 км от пусковой площадки. Общая численность техни-
технического персонала на стартовом комплексе определялась 50 спе-
специалистами.
МТКС VentureStar на стартовой площадке
Постоянное увеличение массы конструкции аппарата
Х-33 вносило коррективы и в программу летных испытаний
изделия. Уже к началу 1999 г. стало ясно, что установленная
максимальная скорость полета М=15на высоте около 80 км
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ» 225
недостижима, и NASA пришлось снизить ее значение до
М=13,5, а затем и до М=11 на высоте 50 км.
Исходная программа испытаний предполагала следующие
этапы. При первых пяти запусках осуществляются перелеты
до аэродрома Майклз (шт. Юта), удаленного от места старта
на 720 км. На активном участке продолжительностью 175 с
аппарат должен достичь высоты 50 км и развить скорость М=9;
планирующий спуск изделия продлился бы 14 мин (вкл. 33).
После выполнения полета доставлять обратно к месту старта
аппарат Х-33 намечалось с помощью самолета «Боинг-747»,
применяемого для транспортировки орбитального корабля
МТКС «Спейс Шаттл».
Затем в качестве места посадки определялась база ВВС Малм-
стром (шт. Монтана). В этом случае дальность перелета соста-
составит 1520 км, максимальная скорость — М=13,8, высота — 80 км,
продолжительность активного участка — 195 с, а всего полета
24 мин. При этом аэродром Майклз рассматривался в качестве
места для аварийной посадки изделия. Считалось, что если от-
отказ двигательной установки произойдет после 20 с полета, то
аппарат сможет достичь этого аэродрома, в противном случае
он упадет на территорию базы Эдвардз.
Тем не менее база Эдвардз оказалась последним пристани-
пристанищем аппарата Х-33. Примечательно отметить то, что предло-
предложение о консервации аппарата Х-33 выдвинули ВВС.
Сразу же после решения NASA о прекращении финанси-
финансирования программы компания «Lockheed Martin» обратилась
за финансовой помощью к Министерству обороны, выражая
готовность подготовить аппарат для отработки военных тех-
технологий. В связи с этим Космическое командование ВВС про-
провело изучение вопросов финансирования не только этого, но и
других экспериментальных проектов NASA, а именно Х-34 и
Х-37. Но осенью 2001 г. по всем трем проектам было дано от-
отрицательное заключение.
По высказанным тогда соображениям, ожидаемые резуль-
результаты летных испытаний аппарата Х-33 не оправдают высокий
технический риск и вложенные средства. Эта модель могла
бы стать прототипом трансатмосферного аппарата SOV, кото-
который проектируются ВВС для запусков орбитального корабля
SMV или ударных платформ. Однако низкая скорость полета
модели (М=11) не позволит отработать все технологии, необ-
необходимые для системы SOV, крейсерская скорость которой дол-
8- 1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН
жна быть не ниже М=15. Поэтому в целях создания необходи-
необходимой элементной базы ВВС отдали предпочтение сотрудничеству
с NASA в рамках программы SLI.
Интерес военных к аппарату Х-33 может проявиться вновь
с началом реализации в 2003 г. программы FALCON, предус-
предусматривающей разработку боевого самолета-разгонщика HCV с
крейсерской скоростью полета М=10, Бесспорно одно: голов-
головной подрядчик по этому изделию — компания «Lockheed Martin
Aeronautics» найдет в нем применение многих технологий,
освоенных при создании аппарата Х-33.
Среди основных причин неудачного завершения проекта
Х-33 следует выделить следующие:
— стремление руководства NASA к максимальному сни-
снижению стоимости и продолжительности разработок за счет ос-
освоения типовых, принятых в коммерческой сфере принципов
взаимодействия с подрядчиками (в рамках провозглашенной
концепции «Быстрее, лучше, дешевле» было решено существен-
существенно расширить полномочия компаний, участвующих в федераль-
федеральных проектах. Однако если при создании космических аппа-
аппаратов легкого и среднего класса NASA отчасти удалось реали-
реализовать эту идею, то для разработки систем повышенной
сложности и технического риска подобные подходы оказались
неприемлемыми. Даже такая мощная в промышленном и фи-
финансовом отношении корпорация, как «Lockheed Martin», не
смогла обеспечить должный уровень производства и контроля
качества основных элементов аппарата Х-33);
— ошибки в оценке перспективного коммерческого гру-
грузопотока в космос (ожидая резкого увеличения спроса на сред-
средства выведения, NASA рассчитывало привлечь к финансиро-
финансированию программ Х-33 и RLV частные компании в обмен на
право самостоятельной эксплуатации создаваемой МТКС. Од-
Однако прогнозы в отношении темпов коммерциализации кос-
космоса не оправдались и интерес к новой транспортной систе-
системе упал);
— достаточно напряженный график работ по программе не
позволил довести ряд экспериментальных технологий до соот-
соответствия требованиям, предъявляемым к эксплуатационным
изделиям.
При этом следует отметить, что сроки реализации проекта
определялись не только исходя из опыта подобных разрабо-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЬ 2 2 7
ток, но и из политических соображений. Контракт на созда-
создание аппарата Х-33, как и в случае с программой «Спейс
Шаттл», был подписан непосредственно перед президентски-
президентскими выборами 1996 г. Значимость проекта для правительства
была подчеркнута тем, что решение о выборе разработчика
было объявлено в торжественной обстановке вице-президен-
вице-президентом А. Гором. По первоначальным планам, к проведению де-
демонстрационных полетов аппарата Х-33 намечалось приступить
в первой половине 1999 г., то есть предполагалось, что с уче-
учетом вероятных задержек по крайней мере первые старты из-
изделия будут произведены перед очередной президентской кам-
кампанией с участием вице-президента. Но полеты не состоялись,
и в 2000 г. А. Гор проиграл...
ПРОЕКТ Х-34
Сначала в рамках проекта Х-34 NASA планировало раз-
разработать частично многоразовую двухступенчатую транспорт-
транспортную систему воздушного старта для выведения в космос спут-
спутников массой 0,54—1,13 т. Предполагалось, что запуск этой
ТКС будет производиться с" борта самолета-носителя. После
выхода первой крылатой ступени на суборбитальную траек-
траекторию от нее должна отделиться сборка полезного груза с
разгонным блоком, который обеспечит его доставку на рабо-
рабочую орбиту. Полет же первой ступени завершится планиру-
планирующим спуском в атмосфере с посадкой самолетного типа.
Однако из-за разногласий, возникших между разработчика-
разработчиками системы — корпорациями «Orbital Sciences» и «Rockwell»,
а также увеличения стоимости работ, что не позволило бы
обеспечить расчетную стоимость запуска в 4 млн долл., про-
проект был закрыт.
Летом 1996 г. NASA приняло решение о создании в рам-
рамках программы Х-34 многоразового экспериментального аппа-
аппарата для испытаний перспективных технологий в реальных
Условиях гиперзвукового полета. Исходный бюджет програм-
программы составили 60 млн долл., оставшиеся от предыдущего про-
екта. В качестве головного разработчика изделия на конкурс-
конкурсной основе вновь была выбрана корпорация «Orbital Sciences».
Согласно условиям заключенного контракта, который по-
позднее был дополнен новыми соглашениями, подрядчик дол-
228 ¦»» А. ШУМИЛИН
жен был спроектировать и изготовить один технологический
и один штатный образец аппарата Х-34. Первый из них, по-
получивший обозначение А-1, предназначался для бросковых
испытаний, необходимых для изучения характеристик изде-
изделия на завершающем этапе полета и при посадке, второй
(А-2) — для осуществления двух демонстрационных полетов
со скоростью М=8.
Впоследствии NASA решило расширить круг изучаемых в
рамках программы вопросов и заказало корпорации «Orbital
Sciences» еще один летный образец аппарата, увеличив при
этом число полетов до 27. В результате объем работ по проек-
проекту существенно возрос, равно как и его бюджет, увеличившийся
до 150 млн долл.
Возможно, данное решение было связано с объединением
усилий NASA и Министерства обороны по совместной разра-
разработке новейших технологий для перспективных МТКС и ги-
гиперзвуковых самолетов. Примерно в одно и то же время (ко-
(конец 1998 г.) программа Х-34 и проект Х-37 были объединены
в одну комплексную программу «Future-X», выполнявшуюся
при активном участии ВВС.
К основным технологиям, которые предполагалось освоить
в рамках проекта Х-34, относят новые композиционные мате-
материалы, электронное оборудование, систему наведения, а так-
также теплозащитные покрытия, стойкие к воздействию различ-
различных атмосферных осадков (дождь, туман) и т.п. Кроме того,
при выполнении программы летных испытаний планировалось
отработать методы оперативной подготовки изделия к повтор-
повторному запуску, а также операции аварийного прекращения по-
полета и посадки в сложных метеорологических условиях, на-
например при скорости бокового ветра до 37 км/ч.
Спроектированный по схеме низкоплана аппарат Х-34 имеет
следующие характеристики:
— длина— 17,4 м;
— размах крыла — 8,4 м;
— стартовая масса — 21,3 т;
— «сухая» масса— 7,7 т;
— масса полезного груза — 180—453 кг.
Для силовой установки аппарата фирмой «Rocketdyne»
был создан кислородно-керосиновый двигатель Fastrac тягой
27,2 т. Этот ЖРД оснащается дешевой, частично многоразо-
многоразовой камерой сгорания. Изготовленная из силиконо-пласти-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
229
нового материала камера должна охлаждаться методом аб-
абляции. Первые испытания полномасштабного образца ЖРД,
имеющего ресурс семь полетов, были успешно проведены в
марте 1999 г. в Центре Стенниса.
Общие затраты на разработку двигателя Fastrac оценива-
оцениваются в 35 млн долл., а стоимость одного его штатного образца
не должна превысить 1,2 млн долл., что примерно на 25% ниже
затрат на производство аналогичного по тяге двигателя в тра-
традиционном исполнении.
26
21
20
14
15
Технологическая схема аппарата Х-34:
1 — обшивка носового отсека, 2 — носок, 3 — оборудование
гидравлической системы, 4 — баллоны высокого давления,
5 — верхняя панель фюзеляжа, 6 — шпангоуты топливных баков,
7 — цельноповоротйый киль, 8 — привод тормозного щитка,
9 — тормозной щиток, 10 — привод руля направления, 11 — рама
крепления маршевого ЖРД, 12 — контейнер с тормозным парашю-
парашютом, 13 — двигатель Fastrac, 14 — подфюзеляжный щиток,
15 — хвостовой шпангоут, 16 и 17 — баки жидкого кислорода,
18 — бак керосина, 19 — элевоны, 20 — привод элевонов,
21 — главная стойка шасси, 22 — крыло, 23 — верхняя панель на-
наплыва крыла, 24 — передняя стойка шасси, 25 —- обшивка днища,
26 — боковая панель фюзеляжа
А. ШУМИЛИН
Согласно ранним планам к проведению демонстрационных
полетов аппаратов Х-34 намечалось приступить в середине
2001 г. Первый этап летной отработки изделия предусматри-
предусматривал выполнение восьми запусков модели А-2 над территорией
базы Эдвардз. При этих испытаниях скорость полета изделия
предполагалось постепенно увеличивать с М=2,2 до М=5. По-
Последующие семь запусков модели А-2 планировалось осуще-
осуществить в Центре Кеннеди. Основной задачей данного этапа оп-
определялась отработка методов подготовки изделия к старту в
течение суток.
Второй летный образец аппарата Х-34, названный А-3,
предназначался для достижения максимально возможных ско-
скоростей М=8 на высотах около 75 км. Конструктивной особен-
особенностью модели А-3 должен был стать бак жидкого кислорода,
изготовленный из композитных материалов, а не из алюми-
алюминиевого сплава, как на предшествующем изделии. Соответству-
Соответствующий контракт на поставку двух таких баков, один из кото-
которых предназначался для наземной отработки, NASA подписа-
подписало с фирмой «Lockheed Martin Manned Space Systems»,
изготавливающей подвесной топливный отсек для
МТКС «Спейс Шаттл».
Некоторое время специалисты NASA и корпорации «Orbital
Sciences» рассматривали вариант комплектации модели А-3 рос-
российским двигателем НК-39. Помимо низкой стоимости этот
ЖРД обладает хорошими дроссельными характеристиками, что
обеспечивает более эффективное управление изделием.
Полет ракетоплана Х-34 должен производиться по следу-
следующей схеме: после отделения от самолета-носителя «Тристар»
L-1011 на высоте примерно 10,5 км и непродолжительного сво-
свободного планирования будет включен маршевый двигатель,
рассчитанный на работу в течение 155 с. При завершении ги-
гиперзвукового полета и входа в плотные слои атмосферы тем-
температура на передних кромках крыла и киля изделия достиг-
достигнет 1093 °С, а на нижней поверхности фюзеляжа — 760 °С. За-
Заход на посадку будет производиться по сигналам
навигационных спутников GPS в сочетании с данными борто-
бортовых инерциальных блоков. Посадочная скорость аппарата оце-
оценивается в 351 км/ч, длина пробега при раскрытии тормозно-
тормозного парашюта на скорости 297 км/ч составит 2,1 км.
Каждый из образцов аппарата Х-34 рассчитан на 25 поле-
полетов, причем средняя продолжительность их предстартовой под-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦? 2 31
готовки не должна превышать 48 ч, а стоимость запуска
500 тыс. долл.
В середине 2000 г. после неудач, связанных с реализаци-
реализацией концепции «Быстрее, лучше, дешевле», проект Х-34, как
и многие другие программы NASA, подвергся тщательной
аудиторской проверке. На основе выполненных оценок изна-
изначально принятый по проекту риск был признан чрезмерно
высоким, в связи с чем было рекомендовано рассмотреть пути
его снижения. В качестве возможных мероприятий было пред-
предложено:
— снижение скорости полета с М=8 до М=2,5;
— сокращение числа полетов с 27 до 6 запусков;
— обеспечение возможности управления аппаратами с
Земли;
— установка резервной системы управления и т.п.
Подобные установки предрешили судьбу проекта.
Выполнение этих рекомендаций потребовало бы дополни-
дополнительно 170 млн долл. Поскольку такие суммы превышали воз-
возможности NASA, работы над проектом, затраты на который к
тому времени достигли 205 млн долл., были приостановлены.
После изучения мер по экономии средств (например, за счет
использования на аппарате двигателя НК-39) корпорация
«Orbital Sciences» смогла сократить дефицит до 50 млн долл.
(данная сумма позволяла завершить сборку первого летного
образца и провести один его испытательный полет).
Как и в случае с программой Х-33, разработчики аппарата
Х-34 рассчитывали получить необходимые средства из бюджета
программы SLI, а после отказа NASA в финансировании про-
проект был предложен ВВС. Однако и военное ведомство дало от-
отрицательный ответ, причем практически без рассмотрения.
В итоге работы по программе Х-34 были полностью прекра-
прекращены, а подготовленный к испытаниям и прошедший летную
сертификацию аппарат был законсервирован (вкл. 34).
ПРОЕКТ X 37
Проект Х-37 стал третьей составляющей работ, иницииро-
Ванных NASA во второй половине 1990-х годов с целью созда-
создания МТКС второго поколения. Если в ходе реализации про-
гРаммы Х-33 проводилась оценка общей концепции новой
232 ДИи» А. ШУМИЛИН
транспортной системы и отрабатывались ее основные элемен-
элементы, а программа Х-34 была направлена на изучение вопросов
текущей эксплуатации высокоскоростных аппаратов, то про-
проект Х-37 имеет своей целью создание и проведение натурных
испытаний ключевых технологий перспективных ВКС в усло-
условиях реального орбитального полета, схода с орбиты и гипер-
гиперзвукового полета со скоростью от М=25.
Общее число инновационных технологий, готовящихся к
испытаниям в рамках программы Х-37, достигает 40 наиме-
наименований. Среди них называются:
— теплозащитные покрытия различных типов (керамиче-
(керамические с термостойкостью до 1650 °С, композитные материалы
на базе углерода и карбида кремния для передних кромок и
другие);
— двигатели системы управления, работающие на переки-
перекиси водорода 90—98% -ной концентрации;
— облегченное посадочное шасси, рассчитанное на длитель-
длительное пребывание в космосе;
— модульная конструкция аппарата, позволяющая опера-
оперативно проводить замену как конструктивных элементов изде-
изделия, так и полезного груза;
— отказоустойчивые бортовые системы, которые должны
обеспечить полет изделия в полностью автоматическом режи-
режиме; в частности, комбинированная система наведения, систе-
система автоматического сближения и стыковки с КА и другие;
— высокоэффективные солнечные батареи;
— антенна Х-диапазона с электроприводом и т.д.
В качестве головного разработчика аппарата Х-37 NASA выб-
выбрало компанию «Boeing Phantom Works». Как и в случае с про-
программой Х-33, реализация этого проекта осуществлялась в рам-
рамках «Соглашения о сотрудничестве». Поэтому расходы на про-
программу между участниками были распределены примерно
поровну — доля федерального ведомства составила 72 млн долл.,
головной подрядчик, уже истративший на предварительные изыс-
изыскания 18 млн долл., выделял 75 млн долл., а также принимал
обязательства оплачивать все дополнительные издержки.
Кроме того, определенную заинтересованность в програм-
программе Х-37 проявили ВВС, проводящие концептуальные исследо-
исследования по боевым трансатмосферным и орбитальным аппара-
аппаратам типа SMV. На отработку ряда технологий при испытатель-
испытательных полетах создаваемой модели ВВС выделили 16 млн долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
233
В реализации программы Х-37 принимали участие практи-
практически все основные подразделения NASA — Центры Маршал-
Маршалла (основной заказчик), Эймса, Кеннеди, Годдарда, Лэнгли и
Драйдена. Со стороны ВВС в проекте участвовали Центр лет-
летных испытаний FTC, Центр космических и ракетных систем
(SMSC) и Исследовательская лаборатория (AFRL).
Аппарат Х-37 создается компанией «Boeing» как увеличен-
увеличенная в масштабе 125% копия экспериментальной модели
Х-40А, которая была изготовлена для ВВС. Изделие длиной
8.4 м спроектировано по схеме низкой л ана с размахом крыла
4.5 м. Хвостовое оперение состоит из двух килей с углом раз-
развала около 90°. В кормовой части на нижней поверхности фю-
фюзеляжа расположен балансировочный щиток, а на верхней —
профилированный тормозной щиток.
Аппарат Х-37 в полете
На модели предполагается устанавливать всепогодную
теплозащиту из плиток размерами 20 х 20 см и гибких па-
панелей. Отдельные элементы аппарата, например рули направ-
направления и флапероны, должны полностью изготавливаться из
теплостойкого материла — композита углерода и карбида
кремния.
234 ЗИЬ» А. ШУМИЛИН
Стартовая масса аппарата Х-37 составит около 5,4 т. Воз-
Возможности по размещению целевого оборудования в отсеке по-
полезного груза длиной 2,1 м и диаметром 1,2 м оцениваются в
226 кг.
Первоначально силовую установку изделия, которая обес-
обеспечит его маневрирование на орбите и торможение при воз-
возвращении на Землю, намечалось комплектовать двигателем
AR2—3, работающим на нетоксичных компонентах топлива:
перекиси водорода и керосине JP-8. Однако проблемы, воз-
возникшие у компании «Rocketdyne» с созданием этого ЖРД
тягой 2,7 т, привели к тому, что на аппарате будет установ-
установлен двигатель, использующий азотный тетроксид и мономе-
тилгидразин.
Инерциально-спутниковая система ориентации и наведе-
наведения SIGI (Space Integrated GPS/INS) разработана фирмой
«Honeywell». Эта автономная двенадцатиканальная система,
использующая данные бортовых инерциальных блоков и сиг-
сигналы с навигационных спутников GPS, будет проводить рас-
расчеты пространственного положения изделия на всех этапах
полета. На орбите в качестве исполнительных органов систе-
системы управления должны применяться однокомпонентные дви-
двигатели, работающие на перекиси водорода.
Основными источниками электроэнергии для бортовых си-
систем являются трехсекционные солнечные батареи, размеща-
размещаемые в отсеке полезного груза (панели с галлий-арсенидными
фотоэлементами разрабатываются по специальному заказу
ВВС). Кроме того, в качестве вспомогательных элементов бу-
будут использоваться литий-ионные батареи, в штатном режиме
предназначенные для работы различных силовых приводов.
Аппарат Х-37 рассчитывается на выполнение нескольких
орбитальных полетов с максимальной продолжительностью до
трех недель. После выхода на орбиту будет проводиться оценка
работоспособности его бортовых систем, выполняться различ-
различные эксперименты и типовые операции (раскрытие створок от-
отсека полезного груза, развертывание и последующая сборка ра-
радиаторов и панелей солнечных батарей, — см. вкл. 35).
Передача телеметрической информации о проводимых в
космосе экспериментах должна ретранслироваться на Землю
спутником TDRS. Центр управления полетом будет оборудо-
оборудован на предприятии компании «Boeing» в Хантцнгтон-Бич
(шт. Калифорния).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Важнейшими этапами испытаний изделия станут сход с
орбиты, выполнение активных маневров в верхних слоях ат-
атмосферы и планирование к месту посадки на базе Эдвардз.
Для отработки техники автоматического полета и приземле-
приземления изделия, а также для тренировки персонала наземных
служб весной 2001 г. на базе была проведена серия бросковых
испытаний опытной модели Х-40А.
Следующим этапом подготовки к орбитальным полетам
должны были стать аналогичные испытания самого аппара-
аппарата Х-37.
Однако летом 2001 г., когда было изготовлено около 65%
узлов аппарата Х-37 и компания «Boeing» готовилась присту-
приступить к сборке модели, работы по программе прекратились.
В связи с высокой сложностью проекта предусмотренный ра-
ранее бюджет был практически полностью исчерпан — NASA
выплатило 90% своей доли средств, а расходы компании
«Boeing» достигли 67 млн долл.
Возможным вариантом разрешения возникших проблем
до некоторого момента считалось расширение участия в про-
проекте военного ведомства. Поэтому еще весной 2001 г. корпо-
корпорация «Boeing» предложила ВВС профинансировать изготов-
изготовление и летные испытания аппарата Х-37 из бюджета про-
программы SMV. Однако после анализа сложившейся ситуации
ВВС определили, что ожидаемые результаты не оправдают
вложенные средства. При этом было отмечено, что некото-
некоторые характеристики аппарата Х-37, в первую очередь массо-
массово-энергетические и длительность орбитального полета, не
соответствуют требованиям, предъявляемым к воздушно-кос-
воздушно-космическому самолету SMV.
Данное решение ВВС было неодобрительно воспринято мно-
многими влиятельными конгрессменами, считающими, что подоб-
подобные разработки вполне могут иметь двойное применение.
Аппарат Х-37 является единственной опытной моделью, ко-
которая позволит в натурных условиях испытать ключевые тех-
технологии перспективных ВКС, а также получить практические
Данные об условиях их полета и маневренности на высоких ги-
гиперзвуковых скоростях (при спуске корабля системы «Спейс
Шаттл» многие из экспериментов, предусмотренные програм-
программой полета данного изделия, нельзя проводить по соображени-
соображениям безопасности). Кроме того, модель оснащается многими сред-
средствами для отработки различных орбитальных операций.
236 ЯИЬ» А. ШУМИЛИН
Учитывая подобные обстоятельства, конгрессмены в зако-
законодательном порядке разрешили NASA для завершения про-
проекта Х-37 использовать средства из бюджета программы SLI.
В результате в ноябре 2002 г. компания «Boeing» получила
дополнительный контракт стоимостью 301 млн долл.
В соответствии с новыми договоренностями бросковые ис-
испытания аппарата в атмосфере должны были состояться ле-
летом 2004 г., а орбитальный-полет — в 2006 г. При этом в це-
целях снижения технического риска было предложено изгото-
изготовить две модели аппарата Х-37: одну — ALTV (Approach and
Landing Test Vehicle) — для проведения пяти бросковых ис-
испытаний в атмосфере, а другую для космических запусков.
Кроме того, вероятно по согласованию с военными специалис-
специалистами, NASA решило увеличить длительность пребывания штат-
штатной модели на орбите до девяти месяцев, что и отразилось в
ее названии — LDOV (Long-Duration Orbital Vehicle — «Орби-
«Орбитальный аппарат для продолжительного полета»).
К концу 2003 г. постройка модели ALTV была практиче-
практически завершена. Для ее испытаний по обыкновению предпола-
предполагалось использовать самолет В-52.
Выведение в космос штатного аппарата Х-37 первоначаль-
первоначально намечалось осуществить с помощью МТКС «Спейс Шаттл»,
и все связанные с этим расходы NASA принимало на себя.
Однако загруженность данной системы вынудила отказаться
от этого варианта. Использование же для запуска изделия
коммерческих ракет «Дельта-2» или «Атлас-5» стоимостью
70—100 млн долл. существенно увеличивало затраты на про-
программу.
Ожидаемые расходы (около 500 млн долл.) превысили бюд-
бюджет проекта. Поэтому в конце 2003 г. NASA приказало ком-
компании ¦Boeing» прекратить работы по аппарату LDOV и огра-
ограничиться лишь сборкой модели ALTV для бросковых испыта-
испытаний, сроки которых также были перенесены на неопределенное
время.
Помимо дефицита средств и медленного хода работ по про-
программе в принятии этого решения не последнюю роль опять
сыграла политика. В преддверии президентских выборов, на-
намеченных на осень 2004 г., NASA активно занималось подго-
подготовкой новой космической политики. Итогом этой работы стала
широкомасштабная программа освоения космоса с участием
человека.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯК» 2 3 7
В связи жесткими финансовыми ограничениями часть про-
проектов NASA, напрямую не связанных с новыми задачами,
была закрыта, а часть передана военным организациям. Ап-
Аппарат Х-37 разделил участь последних. Фактически программа
сменила своего владельца еще летом 2004 г., но по соображе-
соображениям секретности только несколько месяцев спустя этот факт
был признан официально и был назван новый заказчик —
Управление DARPA. При этом согласно подписанному с NASA
меморандуму все подразделения агентства, участвовавшие в
работах, остаются платными техническими консультантами
проекта.
Обновленные задачи программы Х-37 пока не публикуют-
публикуются. Но в середине 2005 г. Управление DARPA готовится про-
провести серию бросковых испытаний модели ALTV массой 3,2 т.
Важным нововведением в летную отработку этого изделия ста-
станет использование высотного самолета «White Knight», раз-
разработанного компанией «Scaled Composites» для запусков ра-
ракетоплана «SpaceShipOne» (см. Часть 3).
ПРОГРАММА SLI
Серьезные проблемы, постоянно возникавшие в ходе раз-
разработки аппарата Х-33, довольно быстро поставили под сомне-
сомнение успешное выполнение программы создания МТКС второго
поколения не только в установленные сроки (к 2005 г.), но и
по достижении требуемых технико-экономических показате-
показателей транспортной системы «VentureStar».
В 1998—1999 гг. NASA, озабоченное складывающейся си-
ситуацией, провело исследование «Архитектура транспортных
космических сцртем» — Space Transportation Architecture
(STA) с общей задачей определения номенклатуры ТКС, ко-
которую необходимо создать к 2030 г. для обеспечения нацио-
национальной космической программы. Кроме того, в рамках ис-
исследования привлеченным к работам компаниям также было
предложено сравнить экономическую эффективность эксплу-
эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» до 2020 г. с вариантом ее заме-
замены новой транспортной системой в самые ближайшие (по воз-
возможности) сроки.
Анализ представленных компаниями материалов показал,
что промышленность не в состоянии по крайней мере до 2008—
238 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
2012 гг. создать более эффективное в экономическом отноше-
отношении средство выведения КА, чем МТКС «Спейс Шаттл».
Исходя из полученных результатов NASA приступило к
поиску новых путей реализации программы RLV. В конце
1999 г. агентство подготовило «Общий план работ по транс-
транспортным космическим системам» ISTP — (Integrated Space
Transportation Plan), в котором предлагалось провести новый
цикл НИОКР не только по МТКС второго поколения, но и по
другим средствам транспортного обеспечения перспективных
проектов, имеющих общенациональное значение. После одоб-
одобрения правительством данная программа получила название
SLI — («Инициатива по космическим запускам» — «Space
Launch Initiative»). На ее реализацию в 2001—2005 гг. пред-
предполагалось израсходовать около 5 млрд долл.
ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ПРОГРАММЫ.
Неудача с проектом X-33/«VentureStar» вынудила NASA «ра-
«радикально пересмотреть всю стратегию работ по созданию
МТКС второго поколения, название которой стало несколько
иным — SGRLV («Second Generation Reusable Launch Vehicle»).
Во-первых, была существенно снижена техническая сложность
нового проекта — транспортная ^система SGRLV должна быть
двухступенчатой. Во-вторых, при реализации программы SLI
наряду с системными исследованиями значительно большее вни-
внимание стали уделять разработке ключевых технологий, которые
могут быть применимы в многоразовых транспортных системах
различных типов. Кроме того, для поддержания высокого уров-
уровня соревновательности работы по многим направлениям стали
вестись одновременно с несколькими подрядчиками. Таким об-
образом, принимая дополнительные расходы, NASA решило сни-
снизить риск при разработке нового средства выведения.
Согласно выбранным приоритетам: эскизное проектирова-
проектирование будущей транспортной системы и создание универсальной
технологической базы, NASA определило лишь общие требо-
требования к МТКС второго поколения:
— система комплектуется двумя возвращаемыми к месту стар-
старта крылатыми ступенями с обычной посадкой самолетного типа;
— полеты системы выполняются в автоматическом режи-
режиме, причем выведение людей и грузов должно осуществляться
раздельно (данное условие упростит работы по подготовке и
проведению полетов МТКС без астронавтов на борту);
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
239
— вероятность катастрофы на этапе выведения с гибелью
пассажиров 1:10 000 (данный показатель рассматривается как
идеальный, поскольку NASA допускает, что в ближайшем бу-
будущем такой уровень безопасности не достижим. Наиболее
реальным значением, которое уже получило теоретическое обо-
обоснование, считается 1:5000);
— грузоподъемность при выведении на низкую орбиту
22,6—29,4 т (значение параметра дано по состоянию на весну
2002 г.; в начале работ по программе он определялся в преде-
пределах 27,2—34 т);
— удельные затраты на выведение грузов 2200 долл./кг
(к 2003 г. после двух лет предварительных изысканий стало
ясно, что это требование невыполнимо, и оно было снято
NASA).
Первоначальная концепция МТКС второго поколения
фирмы Boeing
Для усиления позиций американских фирм на рынке за-
запусков будущую систему SGRLV намечалось передать в част-
частную собственность ее разработчикам для коммерческой эксп-
эксплуатации. Поэтому значительный объем работ на заключитель-
заключительных этапах программы опять предполагалось выполнять с
привлечением частных средств.
В связи с этим особую важность приобретал вопрос о стоимо-
стоимости программы SGRLV; по разным оценкам, она определялась в
Пределах 7—17 млрд долл. и 15—20 млрд долл. Верхние грани-
А. ШУМИЛИН
цы затрат предполагали создание по специальным требованиям
NASA целой номенклатуры вспомогательных средств и систем
для пилотируемых полетов. Разработка подобного оборудования
не отвечает интересам коммерческих компаний. Поэтому в каче-
качестве возможных вариантов решения проблемы представители
частного сектора предлагали организовать международную коо-
кооперацию по проекту или ограничиться созданием непилотируе-
непилотируемой транспортной системы, а для выведения астронавтов про-
продолжать использовать МТКС «Спейс Шаттл» примерно до 2015 г.
Учитывая наряду с подобными предложениями сложность
программы SGRLV, в начале 2002 г. NASA приступило к изу-
изучению вариантов модернизации МТКС «Спейс Шаттл» для про-
продолжения ее эксплуатации до 2015—2020 гг. Хотя официаль-
официальные сроки завершения полетов этой системы и начала летных
испытаний МТКС второго поколения на тот момент оставались
прежними — 2012 г. и 2010 г. соответственно.
Работы по созданию системы SGRLV предусматривали вы-
выполнение следующих этапов. В 2003 г. NASA планировало
выбрать из подготовленных промышленными компаниями
предложений 2—3 варианта будущей МТКС с соответствующей
номенклатурой вспомогательных средств. Затем должна начать-
начаться детализации предложенных схем с параллельной отработ-
отработкой важнейших технологий, с тем чтобы к 2006 г. в распоря-
распоряжении NASA было два законченных эскизных проекта для
принятия окончательного решения о полномасштабной разра-
разработке транспортной системы.
Как и прежде, в реализации программы SGRLV приняли уча-
участие военные организации. Несмотря на существенные различия
в требованиях: ВВС необходима беспилотная система оператив-
оперативного запуска с меньшей (до 9 т) грузоподъемностью, принципи-
принципиальная договоренность о сотрудничестве с NASA была достигну-
достигнута сразу же после начала практических работ по программе.
ТЕМАТИКА РАБОТ ПЕРВОГО ЭТАПА.
После непродолжительного подготовительного периода, в
течение которого NASA рассматривало общие предложения
компаний по перспективной МТКС и вспомогательным орби-
орбитальным средствам, первые контракты на конкретные разра-
разработки по программе SLI были заключены с 22 подрядчиками
в мае и декабре 2001 г. Стоимость всех подписанных контрак-
контрактов достигла 890 млн долл. Срок действия большинства из них
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
был определен 10 месяцами с возможным продлением работ
еще примерно на год.
Работы по программе SLI велись по десяти тематическим
направлениям: системные исследования (определение номен-
номенклатуры, интегрирование, предварительное проектирование),
конструкция, бортовые системы, эксплуатация, единая систе-
система диагностики и контроля за состоянием аппарата IVHM
(Integrated Vehicle Health Management), верхние ступени, ме-
механика полета, двигательные установки, специальные задачи
NASA и демонстрационные испытания экспериментальных
изделий. Ниже приводятся данные по контрактам первого этапа
программы.
1. Корпорация «Boeing» (общая стоимость контрактов
133,111 млн долл.).
Системные исследования C6,412 млн долл.) — концепции
двухступенчатых МТКС, другие элементы номенклатуры (на-
(например, малоразмерный ВЕС), оценка технологий для двух-
двухступенчатой схемы с учетом опыта эксплуатации МТКС «Спейс
Шаттл».
Конструкция G4,826 млн долл.) -— оценка возможностей
производства металлических и композитных баков для крио-
криогенных компонентов, теплозащита с непродолжительным пе-
периодом обслуживания, теплозащита с длительным сроком эк-
эксплуатации.
Бортовые системы A5,046 млн долл.) — архитектура бор-
бортовых систем, блочное электронное оборудование.
Эксплуатация F,827 млн долл.) — перспективные системы
контроля, обслуживания и проверок.
2. Корпорация «Lockheed Martin» (94,319 млн долл.).
Системные исследования C6,991 млн долл.) — концепции
двухступенчатых МТКС, другие элементы номенклатуры (на-
пример, пилотируемый транспортный аппарат CTV — Crew
Transfer Vehicle).
Конструкция E,226 млн долл.) — топливные баки, высо-
высокотемпературные теплозащитные композиты из керамики.
(Осенью 2001 г. корпорация успешно провела испытания мас-
масштабной модели криогенного бака высотой 2,9 м и диаметром
1,2 м. Резервуар, изготовленный из матричных полимеров с
углеродными волокнами, имел массу 226 кг.)
Бортовые системы B5,473 млн долл.) — системы энерго-
энергоснабжения, силовые приводы.
242
А. ШУМИЛИН
Эксплуатация B0,965 млн долл.) — работы с компонента-
компонентами топлива повышенной плотности.
Система IVHM D,853 млн долл.) — анализ и оптимизация
элементов системы IVHM.
Специальные задачи NASA F,811 млн долл.): моделирова-
моделирование взрывоопасных ситуаций.
3. Корпорация «Orbital Sciences» G5,128 млн долл.).
Системные исследования B7,978 млн долл.).
Концепции двухступенчатых МТКС B2 млн долл.). (Равно-
(Равноправным соисполнителем работ по данной тематике стала ком-
компания «Northrop Grumman». Контракт с этими двумя компа-
компаниями NASA заключило в конце 2001 г. в целях увеличения
числа рассматриваемых вариантов, а также стимулирования
конкуренции между подрядчиками.)
Сравнительный анализ задач и концепций пилотируемого
аппарата CTV E,978 млн долл.).
Экспериментальные аппараты D7,15 млн долл.) — аппарат
DART (Demonstrate an Autonomous Rendezvous Technology) для
отработки операций автоматической стыковки.
МТКС с дозвуковым самолетом-носителем (проект фирм Northrop
Grumman и Orbital Sciences)
4. Компания «Futron» A,856 млн долл.) — анализ перспек-
перспективного рынка.
5. Компания «Northrop Grumman Systems» (94,341 млн
долл.).
Системные исследования G,421 млн долл.).
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^ЯС 2 4 3
Конструкция E0,455 млн долл.) — проектные требования,
задачи, методы оценки соответствия; диагностика состояния
конструкции; разработка топливных баков.
(В начале 2004 г. компания изготовила и провела серию
стендовых испытаний масштабной B5%-ной) модели компо-
композитного бака для жидкого водорода. В ходе каждого экспе-
эксперимента, проходившего в вакуумной камере, после заливки
компонентом бак диаметром 1,8 м и длиной 4,5 м подвергал-
подвергался нагрузкам, соответствующим полетным. Для демонстра-
демонстрации возможностей многоразового использования емкости было
осуществлено 40 таких испытаний. Отличительной особенно-
особенностью бака является наличие фольгированного покрытия внут-
внутренних стенок для предотвращения инфильтрации водорода
в сотовый наполнитель. Более того, во избежание криоген-
криогенной вакуумизации сот от все-таки попавшего в них компо-
компонента их стенки имеют дренажную перфорацию. После вы-
выполненных испытаний было констатировано, что проблема,
вызвавшая разрушение топливного бака аппарата Х-33, ре-
решена. Теперь компания будет предлагать подобные баки для
межпланетных перелетов. Стоимость работ по проекту соста-
составила 43,8 млн долл.)
Система IVHM C6,465 млн долл.) — снижение риска раз-
разработки системы, анализ, комплексирование и интерфейс ее
элементов, интеграция и сертификация системы.
6. Фирма «Oceaneering Thermal Systems» E,347 млн
долл.).
Конструкция — разработка металлических теплозащитных
покрытий.
7. Университет шт. Северная Каролина @,583 млн долл.).
Конструкция — система диагностики состояния элементов
МТКС.
8. Фирма «Materials Research and Design» A3,353 млн
долл.).
Конструкция — разработка, изготовление и испытания
матричных композитов из керамики для управляющих поверх-
поверхностей, а также узлов их крепления.
9. Южный исследовательский институт SRI (Southern
Research Institute — 1,633 млн долл.).
Конструкция — разработка методологии проектирования
матричных композитов из керамики.
10. Фирма «Sierra Lobo» D,9 млн долл.): эксплуатация.
А. ШУМИЛИН
11. Фирма «РНРК Technologies» G,657 млн долл.): эксп-
эксплуатация.
12. Корпорация «Honeywell International» A1,494 млн
долл.).
Система IVHM E,044 млн долл.).
Специальные задачи F,45 млн долл.) — надувная шлюзо-
шлюзовая камера.
13. Фирма «General Kinetics» @,376 млн долл.).
Верхние ступени — определение характеристик катализа-
катализаторов.
14. Фирма «Rocketdyne» G0,51 млн долл.).
Двигательные установки F7,763 млн долл.).
Верхние ступени B,747 млн долл.): разработка форсуночной
головки для самовоспламеняющихся компонентов топлива.
15. Фирма MOOG @,501 млн долл.).
Верхние ступени — общий контроллер для жидкости и газа.
16. Фирмы «Pratt and Whitney» и «Aerojet» A25,817 млн
долл.).
Двигательные установки A25,393 млн долл.).
Разработка опытного прототипа многоразового кислород-
кислородно-водородного двигателя «Cobra» (Co-Optimized Booster
Reusable Application).
Изучение концепции теплообменника для перспективного
двигателя RLX.
Верхние ступени @,424 млн долл.) — эксперименты с де-
детонацией компонентов топлив и составление по их результа-
результатам расчетных таблиц для выработки требований безопаснос-
безопасности при проектировании камер сгорания и сопел.
17. Фирма «Universal Space Lines» F,545 млн долл.).
Механика полета: интегрированная система разработки и
эксплуатации.
18. Университет шт. Огайо D,393 млн долл.).
Механика полета: интегрированная система управления и
наведения.
19. Фирма TRW A5,544 млн долл.). После приобретения в
конце 2002 г. аэрокосмического подразделения этой фирмы
работы по ее контрактам продолжила корпорация «Northrop
Grumman».
Двигательные установки.
Разработка технологий и подготовка производства неток-
нетоксичных двигателей малой тяги, работающих на компонентах
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
жидкий кислород — этиловый спирт и жидкий кислород —
жидкий водород. Кислородно-спиртовой ЖРД для систем ори-
ориентации и стабилизации был испытан компанией «Northrop
Grumman» в начале 2004 г. Отличительной особенностью дви-
двигателя стал конструкционный материал: платино-иридиевый
сплав, который позволяет отказаться от сложного в обслужи-
обслуживании огнеупорного керамического покрытия.
Оценка возможностей создания кислородно-керосинового
ЖРД тягой 453 т.
20. Фирма «Aerojet» G,607 млн долл.).
Двигательные установки: проектирование и разработка
опытного прототипа двухуровневого двигателя с максималь-
максимальной тягой 394 кг для систем ориентации и стабилизации, из-
изготовление трех опытных образцов двухуровневого ЖРД, ра-
работающего на жидком кислороде и этиловом спирте.
21. Фирма «Andrews Space and Technology» C,017 млн
долл.).
Двигательные установки — оценка возможностей сниже-
снижения риска при создании системы забора и обогащения атмос-
атмосферного воздуха для двигателя «Alchemist».
22. Корпорация «Kistler Aerospace» A0 млн долл. с воз-
возможным увеличением стоимости контракта до 135 млн долл.).
Экспериментальные аппараты: натурные испытания новых
технологий при запусках экспериментальной двухступенчатой
МТКС.
ИЗУЧАВШИЕСЯ СХЕМЫ.
Приступая к реализации программы SLI, NASA предпола-
предполагало комплектовать новую МТКС только криогенными ступе-
ступенями. Ожидалось, что применение одинаковых компонентов
позволит снизить затраты на проведение стартов системы.
Однако в ходе последующих исследований была выявлена
эффективность использования на первой ступени кислородно-
керосинового ракетного блока. Меньшие габариты ступени
Упростят работы по предстартовому обслуживанию МТКС и,
соответственно, снизят затраты на ее эксплуатацию. Кроме
того, при меньшей размерности ступени преимущества ком-
композитных баков перед металлическими станут незначительны-
незначительными, и это дает основание к применению дешевых баков из тра-
традиционных алюминиевых сплавов. И, наконец, остатки бор-
бортового запаса керосина можно использовать для ВРД, которые
А. ШУМИЛИН
существенно расширят возможности по возвращению разгон-
разгонных ступеней к месту старта.
Основными исполнителями работ по выработке концепции
будущей МТКС стали корпорации «Boeing», «Lockheed Martin»
и объединение компаний «Orbital Sciences» и «Northrop
Grumman». Каждый из этих участников подготовил несколь-
несколько вариантов комплектации номенклатуры транспортных си-
систем, необходимых для решения перспективных задач.
Сначала корпорация «Boeing» планировала комплектовать
будущую МТКС двумя практически идентичными крылатыми
ступенями, работающими на криогенных компонентах. Пило-
Пилотируемый аппарат CTV или отсек полезного груза предлага-
предлагалось устанавливать на внешней стороне второй ступени. Пред-
Предполетное обслуживание и сборка транспортной системы, по
длине сопоставимой с МТКС «Спейс Шаттл», должны прово-
проводиться в горизонтальном положении, а старт осуществляться
в вертикальном.
Затем компания решила изменить размерности обеих сту-
ступеней. При этом стали рассматриваться варианты использова-
использования на первой ступени кислородно-керосиновых ЖРД, а так-
также различные схемы ее спасения: самостоятельное возвраще-
возвращение к месту старту с помощью ВРД или планирующий спуск
на расположенный по трассе аэродром с последующей транс-
транспортировкой морским путем. Вторая ступень после доставки
на околоземную орбиту третьей ступени должна будет совер-
совершить планирующий полет в атмосфере. Третья (орбитальная)
ступень такой МТКС проектировалась на базе аппарата Х-37.
По предварительным оценкам, длина ее отсека полезного гру-
груза составит 13,7 м, а диаметр — 4,6 м.
• Корпорация «Lockheed Martin» сразу же ориентировалась
на проекты с кислородно-керосиновым разгонным блоком; в
качестве возможных вариантов комплектации силовых уста-
установок первых ступеней рассматривались российские двигате-
двигатели РД-180. Один из проектов предполагал использование уг-
углеводородного горючего и на второй ступени.
Компании «Orbital Sciences» и «Northrop Grumman» един-
единственные из участников работ по программе SLI, которые про-
просчитывали варианты МТКС с горизонтальным стартом. Один
из их проектов предусматривал создание тяжелого дозвуково-
дозвукового самолета-носителя, выполненного по схеме «летающее кры-
крыло». Во втором использовалась крылатая первая ступень с ком-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
бинированной силовой установкой, включающей турбовенти-
турбовентиляторные и ЖРД.
В более традиционном стиле объединение проектировало
другую МТКС: две схожие по конструкции крылатые ступени
собираются в пакетную схему. Запуск двигателей обеих сту-
ступеней производится при вертикальном старте, но подача топ-
топлива ко второй ступени до момента ее отделения осуществля-
осуществляется из баков первой.
Учитывая интерес NASA и в известной степени военных
организаций к разработке разгонных блоков на углеводород-
углеводородном горючем, компании «Northrop Grumman» и «Orbital
Sciences» за непродолжительное время подготовили проект
МТКС с двумя стартовыми ускорителями с кислородно-керо-
кислородно-керосиновыми ЖРД. Отличительными особенностями этих блоков
длиной 24—30 м являются складные крылья и воздушно-ре-
воздушно-реактивные двигатели для возвращения к месту старта.
Использование ВРД позволит существенно увеличить
продолжительность работы разгонных блоков, и их отделение
будет производиться при большей скорости полета и на боль-
большей высоте с меньшими аэродинамическими нагрузками. Тем
самым разработчики планировали снизить риск при реализа-
реализации проекта.
По предварительным оценкам, стартовая масса такой
МТКС составит 1812 т, а высота — около 60 м (хотя в зависи-
зависимости от схемы размещения полезного груза: либо на боковой
поверхности центрального блока, либо в его носовой части,
как на обычных ракетах, последний параметр может суще-
существенно измениться).
Важной особенностью контрактов, заключенных с компа-
компаниями «Boeing», «Lockheed Martin» и «Orbital Sciences» на
выполнение системных исследований по программе SLI, стало
то, что все вышеприведенные концепции считаются корпора-
корпоративной собственностью, и в отличие от результатов работ по
Другим направлениям NASA не может передавать полученные
Данные сторонним организациям.
В особом положении среди подрядчиков по программе SLI
оказалась корпорация «Kistler Aerospace», которая с середи-
середины 1990-х годов ведет разработку двухступенчатой полностью
многоразовой транспортной системы К-1 (подробнее см. в Час-
Части 3). Для спасения обеих ступеней МТКС, которые должны
комплектоваться*российскими двигателями НК-33 и НК-43,
248
А. ШУМИЛИН
предполагается использовать парашютный спуск с посадкой
на надувные баллоны.
Исходный контракт стоимостью 10 млн долл., заключен-
заключенный корпорацией по программе SLI, предполагает передачу
NASA всей документации по системе К-1. Оговоренная воз-
возможность увеличения объемов работ на сумму 125 млн долл.
будет реализована при условии, если подрядчику удастся изыс-
изыскать необходимые финансовые средства для изготовления
МТКС и подготовки ее к демонстрационным полетам. В этом
случае NASA планирует использовать созданную транспорт-
транспортную систему для натурных испытаний своих технологий.
Некоторые сложности при проектировании МТКС ново-
нового поколения возникли вследствие того, что NASA сразу не
определилось с типом пилотируемого аппарата CTV, пред-
предназначенного для доставки астронавтов на Международную
космическую станцию. За два года реализации программы
SLI концепция этого корабля претерпела существенные из-
изменения.
Первоначально компания «Orbital Sciences» проектиро-
проектировала аппарат по схеме несущего корпуса. В качестве базо-
Пилотируемый корабль Space Taxi фирмы Orbital Sciences
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ» 2 4 9
вого изделия использовалась экспериментальная модель HL-
20, созданная в начале 1990-х годов специалистами Центра
Лэнгли. Стартовая масса корабля, получившего название
«Space Taxi» («Космическое такси»), оценивалась в 13,6 т,
длина — 8,4 м, поперечный размер -г- 5,4 м. Изделие допус-
допускало выведение в космос как новой МТКС, так и одноразо-
одноразовыми ракетами.
Помимо "основного предназначения аппарат «Space Taxi/CTV»
предполагалось использовать для решения следующих задач:
— спасения экипажа станции в аварийных ситуациях
(вместительность корабля позволит довести число постоянно
работающих на МКС астронавтов до 6—7 человек);
— проведения орбитального обслуживания различных
объектов типа спутника-обсерватории HST. Для выполнения
таких операций в хвостовой части изделия предусматривался
одноразовый служебный модуль со шлюзовой камерой для
внекорабельной деятельности. При полете к станции этот от-
отсек планировалось загружать дополнительным оборудовани-
оборудованием, а при возвращений на Землю сбрасывать в верхних слоях
атмосферы с отходами, принятыми с борта МКС.
(Здесь следует отметить работу корпорации «Orbital
Sciences» по второму контракту, заключенному по программе
SLI, а именно: по созданию экспериментального космического
аппарата Dart для отработки операций сближения и стыков-
стыковки. Данное изделие, летные испытания которого за-
запланированы на 2005 г., проектируется на базе третьей ступе-
ступени ракеты «Пегас», а в качестве объекта-мишени намечается
использовать какой-либо коммерческий спутник.)
В более отдаленной перспективе корабль «Space Taxi/CTV»
мог бы выполнять функции космического командного пункта
при проведении пилотируемых полетов на высокоэнергетиче-
высокоэнергетические орбиты, а также участвовать в обеспечении лунных или
марсианских экспедиций.
Однако к 2003 г. замысел проекта CTV настолько изменил-
изменился, что оказал существенное влияние на всю программу SLI в
целом. В связи со значительным дефицитом бюджетных средств
на развертывание МКС и низкой эффективностью ее исполь-
использования в научных целях из-за малой численности экипажа
NASA решило ускорить работы по созданию пилотируемого
корабля за счет снижения приоритета и, соответственно, объе-
объемов финансирования исследований по МТКС. В целях быст-
250
А. ШУМИЛИН
рейшего введения в эксплуатацию (к 2008—2010 гг.) новый
аппарат, названный OSP (Orbital Spaceplane — «Орбитальный
ВКС»), было предложено выводить в космос одноразовыми
ракетами-носителями.
Для продолжения же изысканий по многоразовым сред-
средствам выведения и создания необходимой элементной базы
инициируется отдельная программа NGLT («Next Generation
Launch Technology» — «Технологии для ТКС следующего по-
поколения»), включившая в себя почти все остальные проекты
предшественницы. При этом принятие решения о типе новой
МТКС откладывалось до 2009 г.
Изучение концепции аппарата OSP, стоимость разработки
которого оценивалась в 9—13 млрд долл., NASA предполага-
предполагало вести до осени 2004 г. Летные испытания его демонстраци-
демонстрационной модели намечались на 2006—2007 гг.
Важной особенностью технического задания на проект стало
отсутствие требований по многоразовому использованию изде-
изделия, наличию несущих поверхностей и самолетной посадки.
Таким образом, NASA предоставило своим подрядчикам воз-
возможность проработки кораблей любой схемы, включая балли-
баллистическую капсулу.
Возможные схемы аппарата OSP
Среди конкретных требований к аппарату OSP, опублико-
опубликованных уже после катастрофы «Колумбии», были следующие:
— минимальные затраты на разработку и эксплуатацию до
2020 г.;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
— стартовая масса около 16 т;
— вместительность 4 человека (без скафандров);
— высокая маневренность на орбите (запас характеристи-
характеристической скорости 450 м/с);
— длительность автономного орбитального полета 3 суток;
— длительность функционирования в составе MIJC 6 ме-
месяцев;
— время отстыковки от МКС при аварии 10 мин;
— вероятность гибели экипажа 1:800.
Уделяя особое внимание безопасности астронавтов, NASA
одновременно приступило к созданию для будущего аппарата
OSP системы аварийного спасения PAD (Pad Abort
Demonstration). В конце 2002 г. с компанией «Lockheed Martin»
был заключен контракт стоимостью 53 млн долл. на создание
как самой системы, так и многоразовой модели корабля, ко-
которая будет использоваться при ее испытаниях.
В соответствии с требованиями заказчика макет аппарата
должен комплектоваться четырьмя двигателями общей тягой
90,6 т; заказ на поставку необходимых ЖРД, работающих на
жидком кислороде и этиловом спирте, передан фирме
«R6cketdyne». Мягкая посадка изделия будет осуществляться
с помощью парашютной системы, аналогичной той, которая
применялась на аппарате Х-38,
К испытаниям системы аварийного спасения планируется
приступить в 2005 г. на полигоне Уайт-Сэндз. В кабине кораб-
корабля разместят два манекена, оснащенных различными датчи-
датчиками. Основное внимание специалистов будет уделяться отра-
отработке операций увода корабля от ракеты, находящейся на стар-
стартовой площадке.
Несмотря на предоставленную промышленным компани-
компаниям свободу в выборе аэродинамической схемы корабля OSP,
руководство NASA отдавало некоторое предпочтение баллис-
баллистической капсуле, обеспечивающей максимальную безопасность
экипажа при наименьших затратах на разработку и эксплуа-
эксплуатацию. Поэтому практически сразу были исключены из рас-
рассмотрения крылатые аппараты (в том числе и Х-37, считав-
считавшийся некоторое время готовым прототипом корабля OSP), a
затем и «несущие корпуса». В результате к концу 2003 г. оба
подрядчика — корпорация «Boeing» и объединение фирм
«Lockheed Martin», «Northrop Grumman» и «Orbital Sciences» —
сосредоточили свои усилия на создании баллистических кап-
Межпланетный корабль CEV для лунной экспедиции. Для транс-
транспортировки аппарата со служебным модулем фирма Boeing предла-
предлагает использовать две криогенные ступени с ракеты «Дельта-4»
сул типа командного модуля корабля «Аполлон». Окончатель-
Окончательный выбор головного разработчика аппарата OSP NASA пла-
планировало сделать в августе 2004 г., как обычно, накануне пре-
президентских выборов
Однако в январе 2004 г. президент Дж. Буш-младший вы-
выступил с более смелой инициативой: перед NASA была постав-
поставлена задача повторной высадки астронавтов на поверхность
Луны в 2015—2020 гг., после чего агентство должно присту-
приступить к подготовке пилотируемого полета на Марс.
Поскольку минимальная стоимость проекта оценивается в
170 млрд долл., NASA необходимо пересмотреть все свои про-
программы. К наиболее важным президентским указаниям отно-
относят следующие: эксплуатация МТКС «Спейс Шаттл» должна
быть прекращена сразу же после завершения сборки Между-
Международной космической станции в 2010 г. После указанного
срока США сокращают свое участие в данном проекте, а зада-
задачи текущего снабжения орбитального комплекса передаются
международным партнерам.
Разработка межпланетного четырехместного корабля CEV
(Crew Exploration Vehicle) стоимостью около 15 млрд долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
253
должна вестись с учетом научно-тех-
научно-технического задела, освоенного в рам-
рамках программ SLI и OSP. Концепту-
Концептуальные исследования и проектирова-
проектирование изделия предполагается провести
в течение одного-полутора лет, с тем
чтобы в конце 2005 — начале 2006 г.
приступить к его строительству. Лет-
Летная отработка аппарата намечена на
2008—2010 гг., а первый пилотируе-
пилотируемый полет планируется осуществить
в 2014 г.
Принципиальным вопросом для
NASA при подготовке лунной, а по-
позднее и марсианской экспедиций яв-
является выбор средств выведения ап-
аппарата CEV и всего вспомогательного
оборудования. Предварительные оцен-
оценки требуемого грузопотока для поле-
полета к Луне и кратковременного пребы-
пребывания на ней дали примерно те же ве-
величины, что для программы
«Аполлон» в 1960-е годы: около 100 т
на околоземной орбите. Для реализа-
реализации экспедиции на Марс потребуется
вывести в космос от 300 до 500 т.
Новые ракеты семейств «Атлас-5»
и «Дельта-4» могли бы использовать-
использоваться для запуска отдельных грузов. Но
они не могут быть сразу же приспо-
приспособлены для выведения аппарата
CEV, так как изначально не предна-
предназначались для пилотируемых про-
программ, а для повышения уровня их
надежности потребуется провести
весьма дорогостоящие доработки. Та-
Таким образом, в самые сжатые сроки
NASA предстоит спроектировать, по-
построить и испытать новую транспор-
транспортную системы для пилотируемых по-
полетов.
II
%
¦
„
Ракеты-носители для
лунной экспедиции,
проектируемые на эле-
элементной базе
МТКС «Спейс Шаттл»
А. ШУМИЛИН
Наиболее предпочтительными вариантами представляют-
представляются ракеты, созданные на элементной базе МТКС «Спейс
Шаттл»: твердотопливных ускорителях и подвесном топлив-
топливном отсеке, оснащенном двигательной установкой. Грузо-
Грузоподъемность подобных систем может находиться в преде-
пределах 80—100 т. В качестве разгонных блоков, которые обес-
обеспечат перелеты к другим планетам, предлагается использовать
криогенные ступени с упомянутых ракет «Атлас-5» и «Дель-
та-4».
За счет максимального использования уже имеющихся ра-
ракетных блоков NASA планирует сократить как расходы, так
и время, ибо для соблюдения установленных сроков первые
полеты новой транспортной системы должны состояться в
2008—2010 гг.
РАЗРАБОТКА ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК.
Одной из важнейших проблем создания новой МТКС яв-
является разработка высокоэффективной силовой установки.
Поэтому значительная часть бюджета программы SLI была
отведена на эти цели. К концу 2002 г., то есть за два года реа-
реализации программы, расходы NASA на НИОКР по перспек-
перспективным двигателям составили около 220 млн долл. Дополни-
Дополнительные ассигнования на данную тематику были выделены
после решения о детальной проработке вариантов использова-
использования в составе будущей МТКС ракетных блоков на углеводо-
углеводородном горючем.
Несмотря на то что NASA практически прекратило работы
по криогенным ЖРД, подготовленные в рамках программы SLI
проекты могут представлять не только чисто исторический ин-
интерес. Если для обеспечения лунной экспедиции новая ракета-
носитель будет проектироваться на базе МТКС «Спейс Шаттл»,
то в ее составе, вероятнее всего, найдут применение либо сами
двигатели SSME, либо их модификации.
При подготовке задания на разработку криогенного ЖРД
по программе SLI NASA определило следующие основные тре-
требования: высокая надежность, безопасность, экономичность и
простота в эксцлуатации. В частности, требовалось обеспечить
периодичность проведения технического обслуживания не ме-
менее чем через 50 стартов (для сравнения: профилактический
ремонт двигателей SSME проводится в настоящее время после
каждого полета МТКС). При этом NASA допускало некоторое
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ухудшение массово-энергетических характеристик для нового
ЖРД в сравнении с двигателем SSME.
Поэтому оба подрядчика по криогенным ЖРД — компа-
компания «Rocketdyne» и объединение фирм «Pratt and Whitney» и
«Aerojet» — в качестве образца для своих изделий приняли
двигатель SSME. Проектировавшиеся ими ЖРД работали по
замкнутой схеме с дожиганием восстановительного (с избыт-
избытком горючего) газогенераторного газа. Таким образом, компа-
компании попытались реализовать «старую» концепцию на более
высоком технологическом уровне с использованием новейших
конструкционных материалов, механических устройств, элек-
электроники и т.п.
Участие вышеназванных компаний в проекте SSME есте-
естественно повлияло на их выбор нового изделия. Но в то же
время обозреватели отмечали то обстоятельство, что подоб-
подобные ЖРД могли бы потребоваться и для МТКС «Спейс
Шаттл», если было бы принято решение о ее качественной
модернизации.
Компания «Rocketdyne», являющаяся головным разработ-
разработчиком ЖРД SSME, проектировала двигатель RS-83 тягой 294 т
на уровне моря. В изделии предполагалось использовать тех-
технологии, освоенные фирмой при разработке ЖРД RS-бЗдля
первой ступени ракеты «Дельта-4» и двигателя XRS-2200 экс-
экспериментального аппарата Х-33. Основные узлы ЖРД RS-83 из-
изготавливаются методом порошковой металлургии, что умень-
уменьшило число сборочных элементов и массу изделия до 4,53 т.
Важными компонентами ЖРД высотой 4,8 м являются новые
турбонасосные агрегаты с гидростатическими подшипниками.
Двигатель «Cobra» («Кобра») тягой 272 т в вакууме, раз-
разрабатывавшийся фирмами «Pratt and Whitney» и «Aerojet»,
должен был комплектоваться модернизированными ТНА с дви-
двигателя SSME (первая компания является их поставщиком).
Фирма «Aerojet» отвечала за компоновку камеры сгорания;
освоенный ею метод диффузионной сварки намечалось приме-
применить при сборке форсуночной головки.
В отличие от двигателя SSME оба новых ЖРД оснащались
одним газогенератором и цельными соплами с фрезерованны-
фрезерованными каналами охлаждения (на базовом изделии рабочая смесь
для турбонасосных агрегатов подается от отдельных газогене-
газогенераторов, а сопло имеет сложную наборную конструкцию из
трубок). Кроме того, обе компании предполагали отказаться
А. ШУМИЛИН
от гидравлических силовых приводов, заменив их электроме-
электромеханическими.
По сравнению с ныне применяемыми устройствами элект-
электромеханические приводы имеют ряд важных преимуществ, ко-
которые позволят существенно улучшить некоторые технико-экс-
технико-эксплуатационные показатели новых ЖРД. В частности, гидрав-
гидравлические приводы предполагают наличие вспомогательной
энергетической установки для обеспечения давления в рабочих
магистралях (на орбитальном корабле МТКС «Спейс Шаттл» эти
функции выполняют три агрегата, работающие на токсичном
гидразинном горючем). Кроме того, требуется дополнительная
система обогрева гидравлического оборудования и магистралей
во время орбитального полета. Также к недостаткам гидравли-
гидравлических приводов относят высокую чувствительность к чистоте
рабочей жидкости и относительно низкую надежность из-за воз-
возможных утечек и загрязнения внутренних отсеков корабля, что
неоднократно происходило в полетах МТКС «Спейс Шаттл». Но
их бесспорными достоинствами являются низкая стоимость и
лучшие массовые характеристики.
Наиболее существенными отличиями проектировавшихся
ЖРД стали схемы размещения ТНА. В двигателе «Cobra», как
и на базовом изделии, турбонасосы устанавливаются парал-
параллельно с раздельной подачей газогенераторного газа, тогда как
в двигателе RS-83 эти агрегаты питаются от одной магистра-
магистрали. При этом каждый из разработчиков считает свой вариант
наиболее безопасным.
В отличие от криогенных ЖРД, проектирование которых
было прекращено по истечении сроков первых контрактов,
работы по кислородно-керосиновым двигателям продолжают-
продолжаются. Наряду с различными проектами по созданию новых кон-
конструкционных и теплозащитных материалов, а также иннова-
инновационными разработками по СПВРД и комбинированным дви-
двигателям эти силовые установки стали основным компонентом
программы NGLT, ставшей составным элементом «Националь-
«Национальной аэрокосмической инициативы» NAI.
Многообразие работ поддерживается за счет финансирова-
финансирования их военными организациями, заинтересованными в созда-
создании двигателей на дешевом и нетоксичном углеводородном
горючем. Согласно бюджетным планам, на такие НИОКР в
2005 и 2006 ф.гг. будет запрошено около 1 млрд долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Компания «Rocketdyne» занимается проектированием кис-
кислородно-керосинового ЖРД RS-84 тягой 453 т (стоимость пер-
первоначального контракта составила 34 млн долл.). Важной осо-
особенностью этого ЖРД является газогенератор, работающий на
смеси с преобладанием окислителя. Предварительные изыска-
изыскания по данному изделию с ресурсом в 100 полетов фирма
«Rocketdyne» провела в конце 1990-х годов, когда изучались
возможности создания для МТКС «Спейс Шаттл» крылатых
стартовых ускорителей. Летом 2003 г. фирма утвердила эскиз-
эскизный проект двигателя RS-8^, а также провела в Центре Стен-
ниса огневые испытания его газогенератора, развившего тягу
18 т. К стендовым запускам экспериментального образца ЖРД
планируется приступить в конце 2007 г.
Другим подрядчиком по кислородно-керосиновым силовым
установкам является компания «Northrop Grumman», выку-
выкупившая1 подразделение фирмы TRW, которое разрабатывало
двигатель TR-107 тягой 453 т. После выполнения работ по про-
проекту в рамках программы SLI в начале 2003 г. NASA заклют
чило с компанией на 18 месяцев дополнительный контракт
стоимостью 21 млн долл.
Двигатель TR-107 проектируется на базе уже изготовленно-
изготовленного и испытанного фирмой в конце 2000 г. изделия Low Cost
Pintle Engine (LCPE). Последний ЖРД стал одним из самых
мощных американских двигателей, разработанных в последнее
время, — его тяга составляет 300 т, а внешний диаметр каме-
камеры сгорания достигает 1,72 м. Среди конструктивных особен-
особенностей двигателя LCPE, иногда называемого Pintle, в печати
указываются широкое использование стали, абляционная теп-
теплозащита и упрощенная конструкция камеры сгорания, в ко-
которой один из компонентов подается через кольцевую щель осе-
осевого распылителя перпендикулярно струям другого (отсутствие
многочисленных форсунок позволяет существенно снизить сто-
стоимость камеры). По своей компоновке и схеме новый ЖРД схож
с двигателем LMDE, созданным фирмой TRW в 1960-е годы
для посадочной ступени лунного модуля корабля «Аполлон».
Одним из преимуществ использования в составе перспек-
перспективных средств выведения кислородно-керосиновых блоков
является простота монтажа на них ВРД, которые обеспечат
возвращение изделия на космодром. В отличие от криоген-
криогенных ступеней исключается необходимость в дополнительных
9-1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН
емкостях с углеводородным горючим, мощной теплоизоля-
теплоизоляции и т.п.
Тем не менее существует и ряд проблем, присущих данно-
данному конструкторскому решению. Для их изучения осенью
2002 г. Центр Гленна заключил с компаниями «Pratt and
Whitney» и «General Electric» десятимесячные контракты сто-
стоимостью по 300 тыс долл. каждый. В ходе работ, которые фи-
финансировались из бюджета программы Raser («Revolutionary
Aerospace.Engine Research» — «Исследования по инновацион-
инновационным аэрокосмическим двигателям»), подрядчикам было пред-
предложено рассмотреть следующую схему полета жидкостных ус-
корителейг отделение от МТКС на высоте 60 км при скорости
М=8, запуск ВРД после планирующего спуска производится
на высоте 10 км при скорости М=0,6—0,8, посадка блока вы-
выполняется по командам с земли.
К основным вопросам исследования заказчиком были от-
отнесены:
— оценка компоновки и взаимодействия конструкций раз-
разгонного блока и вспомогательной силовой установки;
— технологические аспекты наземного обслуживания ВРД
на всех этапах предстартовой подготовки;
— изучение проблем включения ВРД в полете;
— оценка негативных факторов запуска и полета МТКС (вы-
(высокие стартовые перегрузки и вибрации, которые потребуют
усиления опор крепления валов вертикально расположенных
ВРД, резкие перепады температур, особенно при использова-
использовании криогенного центрального блока, и т.п.).
Кроме того, фирмы должны были подготовить конкретные
предложения по комплектации разгонных блоков двигателя-
двигателями для автономного полета. Среди наиболее предпочтитель-
предпочтительных вариантов фирмой «Pratt and Whitney» называются граж-
гражданские ТРДД PW2040h PW4098, а также военные П19и
F135; компания «General Electric» предлагает модифицировать
свои двигатели CFM56, CF6, F118 и F136.
Помимо мощных силовых установок в рамках программы
SLI разрабатывались различные двигатели для верхних ступе-
ступеней и космических аппаратов.
Компания «Pratt'and Whitney» изучала возможности со-
создания криогенного ЖРД тягой до 136 т, работающего по ис-
испарительному циклу. Решение задачи резкого повышения
энергетических характеристик установок данного типа, ана-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
логичных моделям RL-10, предполагает эффективную тепло-
теплопередачу с рубашки охлаждения горючему, который должен
обеспечить высокую мощность турбин насосов подачи ком-
компонентов топлива.
По отдельному контракту стоимостью 7,6 млн долл. ком-
компания «Aerojet» проектировала двухуровневый двигатель для
систем ориентации и стабилизации. Номинальные значения
такого ЖРД, работающего на жидком кислороде и этиловом
спирте, должны составить 11,3 кг и 394 кг. Стендовые испы-
испытания отдельных компонентов новых двигателей были прове-
проведены фирмой в конце 2001 г.
Достаточно экзотичной тематикой занималась фирмд
«Andrews Space and Technology». Заключенный с NASA кон-
контракт стоимостью 3 млн долл. позволил ей приступить к со-
созданию системы сбора и обогащения атмосферного кислорода
(Air Collection and Enrichment System — ACES) для перспек-
перспективной двигательной установки под общим названием
«Alchemist» («Алхимик»). Использование на начальном этапе
полета атмосферного кислорода существенно улучшит массо-
массово-энергетические характеристики ТКС.
Исследования возможностей забора и переработки кисло-
кислорода из воздуха для снабжения комбинированных ракетных
двигателей NASA и ВВС проводили еще в 1960-х годах. Тогда
подобные установки предполагалось использовать при сверх-
и гиперзвуковых полетах. Однако высокие технические тре-
требования (производительность бортовой системы ожижения дол-
должна была быть не ниже 181 кг/с) не позволили успешно реа-
реализовать данную идею. В частности, чистота компонента, вы-
выработанного в ходе проводившихся экспериментов, не
превышала 95%.
Система ACES двигателя «Alchemist» рассчитана на до-
дозвуковой режим, что существенно облегчает и упрощает ее кон-
конструкцию. На основе предлагаемой силовой установки фирма
«Andrews Space and Technology» подготовила проект двухсту-
двухступенчатой многоразовой системы «Gryphon» («Грифон»).
Горизонтальный взлет первой крылатой ступени, по разме-
размерам сопоставимой с самолетом «Боинг-747», обеспечат турбо-
турбовентиляторные двигатели. На этапе дозвукового полета систе-
система ACES осуществит сбор и очистку атмосферного кислорода.
Сжижение компонента будет производиться в теплообменниках
с жидким водородом, который затем должен использоваться в
А. ШУМИЛИН
качестве горючего в ракетных двигателях. После заправки топ-
топливных баков обеих ступеней включатся маршевые ЖРД само-
лета-разгонщика. Отделение второй ступени предполагается осу-
осуществлять на высоте 60 км.
Такая транспортная система рассчитывается на доставку
к Международной космической станции грузов массой до 27 т,
а в герметизированном модуле массой 9 т. При этом удельные
затраты на выведение не превысят 1100 долл./кг.
Вероятно, благодаря проекту «Gryphon» фирма «Andrews
Space and Technology» была привлечена NASA к работам по
программе, предполагающей создание альтернативных (по от-
отношению к МТКС «Спейс Шаттл») средств снабжения МКС.
Согласно заключенному в конце 2003 г. контракту стоимос-
стоимостью 2,9 млн долл., фирма должна подготовить концепцию пер-
перспективного транспортного аппарата, который позволил бы
доставлять к станции грузы массой 48,7 т, а возвращать на
Землю около 35 т.
Концепция «Alchemist» находится на начальной стадии
проработки. В рамках программы SLI фирма провела детали-
детализацию проекта, подготовила план мероприятий по снижению
риска при его реализации, а также составила программу стен-
стендовых испытаний основных элементов.
Участие в федеральных программах значительно повыша-
повышает шансы фирмы «Andrews Space and Technology» на получе-
получение дополнительных средств от неправительственных органи-
организаций. Конечной же целью проводимых работ руководство
фирмы видит в привлечении к созданию штатной системы
ACES какой-либо крупной двигателестроительной компании,
которая сочла бы возможным использовать данную установку
в своих перспективных проектах.
* * *
Итак, описание программ SLI и NGLT завершает раздел,
посвященный работам по созданию МТКС второго поколения.
В общем контексте эволюции авиационно-космических систем
данные проекты занимают особое место, поскольку основной
их задачей было не создание конкретного изделия, а подго-
подготовка элементной базы для будущих средств выведения.
За три года выполнения этих программ такой подход
оправдал себя в полной мере. Без значительных расходов NASA
трижды меняло стратегию своих разработок: сначала сместив
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^MR 2 61
акценты с криогенных разгонных ступеней на кислородно-ке-
кислородно-керосиновые, потом резко снизив приоритет создания самой
МТКС в пользу пилотируемого аппарата OSP и, наконец, ре-
решив создавать на базе последнего межпланетный пилотируе-
пилотируемый корабль CEV.
Идея поэтапного формирования внешнего облика и опре-
определения характеристик новой ТКС исходя из реальных дости-
достижений в сфере производства качественно отличает программы
SLI и NGLT от таких проектов, как «Dyna Soar», «Спейс
Шаттл» и «Venturestar», в ходе которых общий вид и схема
будущих аппаратов определялись в большей степени по ре-
результатам предварительных изысканий и проектно-конструк-
торских проработок. В итоге все три названных проекта, учи-
учитывая первоначальный вариант МТКС «Спейс Шаттл» с дву-
двумя крылатыми ступенями, завершились неудачами.
В отношении разработки новых технологий текущее деся-
десятилетие, вероятно, можно сравнить с 1960-ми годами, когда
проводились исследования по самым разным направлениям:
испытывались ракетоплан Х-15и «несущие корпуса»; отраба-
отрабатывались новые силовые установки типа СПВРД, ЖРД с цен-
центральным телом и т.п. Но практическим результатом того пе-
периода стала МТКС «Спейс Шаттл», по своей схеме весьма от-
отличная от рассматривавшихся ранее.
Нечто подобное может проявиться и в ближайшее время.
Многочисленные технологические проекты широкой тематичес-
тематической направленности, которые предпринимались в последние
годы, позволили создать универсальную элементную базу для
перспективных авиационно-космических систем различных ти-
типов и назначения: от трансатмосферных аппаратов боевого при-
применения до пилотируемых кораблей для дальнего космоса.
ГЛАВА 5
РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ
До недавнего времени основные исследования по техноло-
технологиям перспективных транспортных космических систем и дви-
двигательных установок к ним велись NASA в соответствие с
«Стратегическим планом работ на 1996—2020 гг.» (Strategic
А. ШУМИЛИН
Plan 1996—2020). Большая часть этого плана осталась акту-
актуальной и после объявления о второй лунной экспедиции.
Согласно «Стратегическому плану работ», все подразделе-
подразделения агентства во главе с Центром Маршалла готовили соот-
соответствующую технологическую базу по следующим шести на-
направлениям.
1. Средства выведения КА легкого класса массой до 225 кг.
Работы в этой области ведутся NASA в рамках таких
проектов, как SBIRP (Small Business Innovation Research
Program — «Научно-исследовательские работы малых
фирм»), HPDP (Hybrid Propulsion Demonstration Program —
«Демонстрация возможностей гибридных двигателей») и
других. Основной задачей подобных программ является со-
создание дешевой элементной базы перспективных ТКС, на-
например, гибридных двигателей, камер сгорания упрощен-
упрощенной конструкции и т.д.
Среди малых частных фирм, получивших гранты по про-
программе SBIRP, следует отметить компанию «Microcosm», раз-
разрабатывающую по заказам военных организаций кислородно-
керосиновые ЖРД «Scorpius». Созданные на их базе ракеты
со стоимостью запуска 1,5 млн долл. позволят выводить на
низкие околоземные орбиты грузы массой до 150 кг.
В рамках программы HPDP несколько промышленных
фирм и научно-исследовательских организаций ведут незави-
независимые работы в области гибридных двигателей, отличающих-
отличающихся высокой степенью безопасности, надежности и экологично-
сти. Так, например, специализированное подразделение Стен-
фордского университете — SPG (Space Propulsion Group)
совместно с представителями Центра Эймса провело свыше
300 стендовых испытаний различных двигателей тягой
от 22,6 кг до 1,6 т. Кроме того, в 1999 г. ими был осуществлен
запуск экспериментальной ракеты диаметром 5 см и длиной
1,68 м. В перспективе должен состояться полет ракеты диа-
диаметром 19 см и длиной 3,7 м на высоту около 25 км.
Отличительной особенностью разрабатываемых фирмой SPG
двигателей является использование в качестве твердого горю-
горючего— парафина SP-1. Помимо широкого распространения и
безопасности этот компонент обеспечивает высокоскоростное
и достаточно эффективное горение с различными окислителя-
окислителями: окислами азота, жидким и газообразным кислородом. Те-
Теоретически удельный импульс двигателя, работающего на па-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
рафине SP-1 и жидком кислороде, примерно на 30 с превыша-
превышает показатель топлива твердотопливного ускорителя
МТКС «Спейс Шаттл» B95—300 с против 268 с).
Поэтому, несмотря на некоторые недостатки таких гибрид-
гибридных установок: слабую прочность парафина и низкое конструк-
конструктивное совершенство, отчасти компенсируемое хорошими энер-
энергетическими характеристиками, многие энтузиасты считают эти
двигатели весьма эффективной заменой современных ТТУ. В ка-
качестве аргументов приводятся следующие доводы: гибридные
двигатели допускают прекращение работы без разрушения кон-
конструкции, что предоставляет возможность проверки их рабо-
работоспособности после запуска еще на стартовой платформе, как
и в случае с маршевыми ЖРД орбитальной ступени; а широ-
широкие возможности по дросселированию тяги в полете существен-
существенно повысят безопасность полетов МТКС. По предварительным
оценкам, гибридные ускорители для системы «Спейс Шаттл»
будут иметь диаметр 4,3—4,6 м, а длину 49—52 м; при этом их
стартовая масса возрастет примерно на 5%.
Отдельным направлением работ по программе HPDP стало
создание гибридного двигателя тягой 113 т, четыре стендовых
испытания которого были успешно проведены в 1999—2002 гг.
Непосредственной реализацией проекта, на который NASA
израсходовало 20 млн долл., занималась группа фирм
«Lockheed Martin», «Rocketdyne», «Thiokob и «United
Technologies».
Освоенные в рамках программы HPDP технологии компа-
компания «Lockheed Martin» использовала при создании собствен-
собственной гибридной ракеты HSR (Hybrid Sounding Rocket), первый
запуск которой состоялся в декабре 2002 г. с полигона на ост-
острове Уоллопс. Одноступенчатая ракета высотой 17,4м и диа-
диаметром 0,61 м (без учета стабилизаторов) комплектовалась дви-
двигателем тягой 27,2 т, работающим на жидком кислороде и по-
полибутадиене НТРВ. Подача окислителя в камеру сгорания
обеспечивалась давлением наддува бака гелием. Удельный
импульс созданного компанией «Lockheed Martin» двигателя
°Ценивается в 290 с, что сопоставимо с кислородно-керосино-
кислородно-керосиновыми ЖРД.
В качестве полезного груза ракеты HSR при первом старте
использовалось экспериментальное оборудование массой 362 кг,
подготовленное NASA для отработки новых теплостойких кон-
конструкционных материалов. Поскольку запуск прошел успешно,
А. ШУМИЛИН
NASA, вероятно, закажет еще несколько аналогичных изделий.
Ранее для подобных экспериментов обычно использовались твер-
твердотопливные ракеты типа «Терьер-Брант», однако дроссельные
характеристики гибридных двигателей существенно расширяют
возможности по формированию траекторий полета ракет.
2. Двигательные установки для гиперзвуковых аппаратов.
Руководствуясь принятой в 2001 г. «Национальной аэро-
аэрокосмической инициативой» (NAI), работы в данном направле-
направлении NASA ведет в тесном сотрудничестве с военными органи-
организациями. Поэтому первоочередными задачами программы NAI
является создание боевой техники: к 2012 г. планируется раз-
разработать боевые ракеты со скоростью полета М=4, к 2020 г.
ударные самолеты с крейсерской скоростью М=2—4. Позднее
освоенные технологии могут найти применение и в составе
перспективных МТКС.
Наиболее предпочтительными вариантами комплектации
гиперзвуковых трансатмосферных аппаратов или самолетов-
разгонщиков верхних ступеней считаются, прежде всего, уг-
углеводородные СПВРД, а также комбинированные двигатели
различных схем, например турбопрямоточные и воздушно-ра-
воздушно-ракетные. Использование на отдельных участках полета кисло-
кислорода из атмосферы позволит существенно уменьшить массу и
стоимость запуска транспортных систем, а удельные затраты
на выведение грузов в космос сократить примерно на два по-
порядка — до 200 долл./кг.
НИОКР по комбинированным силовым установкам велись
различными подразделениями NASA. Несмотря на то что ра-
работы по данной тематике либо полностью прекращены агент-
агентством, либо переданы в ведение военным, специализирован-
специализированные центры NASA, располагая богатым опытом и уникальной
технической базой, всегда будут привлекаться к таким проек-
проектам, хотя бы в качестве соисполнителей и консультантов.
В последнее время основные усилия Центра Маршалла были
сосредоточены на создании ракетно-прямоточного двигателя
ISTAR (Integrated Systems Test of an Air-breathing Rocket),
работающего на углеводородном горючем. Эта силовая уста-
установка проектировалась на базе комбинированного двигателя
«Strutjet», разработкой которого с конца 1980-х годов зани-
занимается фирма «Aerojet». Отличительной особенностью после-
последнего изделия является практически неизменяемая на всех
режимах работы форма двигательного тракта, что позволяет
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
265
существенно упростить конструкцию и снизить нагрузки на
изделие при переходных процессах.
В начале воздушного канала установлены клинообразные
стойки, одновременно являющиеся и воздухозаборниками и
конструктивными элементами, на которых смонтированы вы-
высокоскоростные форсунки и жидкостные двигатели. Запатенто-
Запатентованные фирмой «Aerojet» форсунки, как элемент ПВРД уста-
установленные на боковых поверхностях стоек, обеспечивают кас-
каскадный впрыск горючего. Система подачи топлива к форсункам
оснащена высокоэффективными фильтрами, позволяющими не
только задерживать посторонние фрагменты, но и дробить круп-
крупные молекулярные структуры горючего. Также на стойках пре-
предусмотрены механические средства регулировки геометрии воз-
воздухозаборников нижней и верхней кромками.
Схема работы ракетно-прямоточного двигателя Strutjet:
— стоечные ЖРД, 2 — воздушный поток, 3 — высокоскоростные
форсунки
А. ШУМИЛИН
В зависимости от области применения двигатель
«Strutjet» может работать на разных типах горючего. Жид-
Жидкий водород предпочтителен для средств выведения КА, уг-
углеводородные горючие типа JP-7h JP-10 — для крылатых
ракет, пропан — для трансатмосферных боевых аппаратов
дальнего действия.
Старт одноступенчатой МТКС с установкой «Strutjet» дол-
должны обеспечить блоки ЖРД, встроенные в тыльную часть сто-
стоек. Избыток горючего в пламени двигателей на начальном этапе
полета будет дожигаться за счет атмосферного кислорода, про-
проходящего через воздушный канал. По мере увеличения скоро-
скоростного напора и изменения соотношения компонентов топли-
топлива в сторону окислителя должны постепенно включаться фор-
форсуночные головки ПВРД. После достижения скорости примерно
М=2,4 жидкостные двигатели будут отключены и силовая ус-
установка станет работать в режиме прямоточного двигателя с
удельным импульсом до 3800 с. При функционировании уста-
установки в режиме СПВРД на скоростях М=5—10 стабильность
потока в воздушном канале предполагается поддерживать ме-
механическими средствами. В дальнейшем эффективность при-
применения ПВРД падает, и поэтому будут вновь включены ЖРД,
которые обеспечат выход транспортного аппарата на около-
околоземную орбиту.
На этапе предварительного проектирования двигателя
«Strutjet» предполагалось, что усредненный по всему полету
его удельный импульс составит 585 с, а тяговооруженность —
22 единицы. За счет применения такой силовой установки в
составе одноступенчатой МТКС относительную массу топлива
системы можно будет снизить до 84% —(для аналогичных
транспортных систем с ЖРД этот параметр составляет 90%).
Выполненные летом 1999 г. стендовые испытания умень-
уменьшенной в б раз модели двигателя «Strutjet» подтвердили ре-
реальность достижения указанных характеристик, что, вероят-
вероятно, и дало основания для инициирования проекта ISTAR.
Ракетно-прямоточный двигатель ISTAR, стендовые запус-
запуски которого планировалось провести в 2006 г., относится в
классу трехкомпонентных; в качестве топлива в нем исполь-
используются углеводородное горючее марки JP-7, высококонцент-
высококонцентрированный раствор перекиси водорода и продукты разложе-
разложения перекиси. Последние вещества необходимы для воспламе-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
нения основных компонентов при запуске ЖРД ракетного бло-
блока, которые должны обеспечить разгон летательного аппарата
до скорости М=3,5.
Контракт стоимостью 16,6 млн долл. на эскизное проекти-
проектирование двигателя ISTAR был подписан в конце 2000 г. с кон-
консорциумом RBC3 или RBCCC (Rocket-Based Combined Cycle
Consortium), организованном тремя ведущими двигателестрои-
тельными компаниями «Aerojet», «Pratt and Whitney» и
«Rocketdyne». Через два года начался этап опытно-конструк-
опытно-конструкторских работ, оплата которых уже стала вестись из бюджета
программы NGLT.
Осенью 2002 г. на своей технической базе в Сакраменто
(шт. Калифорния) фирма «Aerojet» приступила к стендовым
испытаниям форсуночной головки ЖРД ракетного блока. Пер-
Первые запуски были посвящены отработке операций запуска дви-
двигателя, где важная роль отводится катализатору, используе-
используемому для разложения перекиси водорода. Полученные резуль-
результаты показали высокую (до 90%) эффективность
катализаторных пакетов, обеспечивших в течение 0,6 с после
подачи компонента необходимое для начала горения количе-
количество кислорода.
Летом 2003 г. сложность испытаний существенно возрос-
возросла — перед экспериментаторами была поставлена задача по-
получения необходимых данных для создания регенеративной
системы охлаждения установки. При этих запусках продол-
продолжительность работы ЖРД достигала 300 с при рабочем давле-
давлении в камере сгорания 105,6 кг/см2.
В рамках программы RTA (Revolutionary Turbine
Accelerator — «Качественное улучшение характеристик газо-
газотурбинных двигателей») Центр Гленна ведет подготовку эле-
элементной базы для создания комбинированного турбопрямоточ-
ного двигателя, способного работать сначала в режиме двух-
контурного турбореактивного двигателя с форсажем (до
скорости М=2,5), а затем как ПВРД. Максимально достижи-
достижимая бкорость для аппаратов с такими силовыми установками
определяется М=4—4,2.
С начала 1960-х годов, когда был создан турбореактивный
двигатель ^8для самолета SR-71, развивающего скорость
около М=3, подобные проекты в США еще предпринимались.
Поэтому названный ТРД, разработанный фирмой «Pratt and
Whitney», стал своеобразным эталоном для нового изделия.
268 ДВм» А. ШУМИЛИН
Среди основных требований, предъявляемых к комбини-
комбинированному двигателю, известны следующие (в скобках указа-
указаны параметры ТРД J58):
— тяга 25 т A5,6 т);
— тяговооруженность 10—15 D; для современных военных
ТРДД она составляет 8 единиц);
— диаметр — 1,5 м A,4 м);
— продолжительность работы — 30 мин A,5 ч);
— ресурс термонагруженных элементов — 750 ч A00 ч);
— горючее JP-7 или JP-8 с добавками (JP-7).
Поскольку разработка летного образца силовой установки
еще не обеспечена финансами, то программа RTA ориентиро-
ориентирована на создание масштабных моделей будущего двигателя.
Летом 2002 г. NASA заключило с фирмой «General
Electric» пятилетний контракт стоимостью 55 млн долл. на
изготовление экспериментальной модели двигателя тягой
18,1т и диаметром 0,89 м. Эта силовая установка с обозна-
обозначением GE-57 проектируется на элементной базе ТРДДФ
YF-120, который использовался на одном из опытных образ-
образцов истребителя ATF. Для нового изделия проектируются вы-
высокоскоростные вентилятор и компрессор, а также «гипер-
«гиперзвуковая» форсажная камера. По расчетам, двигатель GE-57
будет иметь тяговооруженность порядка 7—8:1 и продолжи-
продолжительность эксплуатации до капитального ремонта 300—600 ч.
Стендовые запуски этой силовой установки могут состояться
в 2006—2007 гг.
В целях снижения технического риска в рамках програм-
программы RTA одновременно проектируется малая модель турбопря-
моточного двигателя тягой 4 т и диаметром 0,4 м. В качестве
прототипа для этой силовой установки выбран ТРДД
FJ44 фирмы «Williams International».
К летным испытаниям двигателей семейства RTA намеча-
намечается приступить в 2010—2011 гг. Возможно, ими, для предва-
предварительного разгона, будут оснащаться гиперзвуковые аппара-
аппараты Х-43В. Для обеспечения полетов этого изделия, которое
еще будет оснащено СПВРД, потребуется либо один двигатель
GE-57, либо четыре малых модели.
Полномасштабный турбопрямоточный двигатель RTA мо-
может быть создан и испытан после 2018 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
3. Перспективные технологии для малых спутников и их
разгонных блоков.
Многие исследовательские программы предполагают ис-
использование миниатюрных КА. Однако прогресс в области элек-
электроники значительно опережает достижения в части создания
малогабаритных ракетных двигателей. Решением данной про-
проблемы считается разработка требуемых силовых установок на
базе технологий производства микроэлектромеханических си-
систем и компьютерных чипов.
В качестве примера подобных устройств можно привести
микродвигатели, которые были разработаны компанией TRW
по заказу Управления DARPA. Новые двигатели, по форме
близкие к квадрату со стороной около 0,6 см, предназначают-
предназначаются для использования в системах ориентации и стабилизации
КА массой ниже 22 кг, относящихся к так называемым клас-
классам микро-, нано- и пикоспутников.
Каждый двигатель представляет собой трехслойную кон-
конструкцию, ее внешние поверхности выполнены из кремния и
стекла. Средний слой имеет сотовую структуру, каждая ячей-
ячейка которой размером с «маковое зерно» является топливной
емкостью с запасом рабочего тела — стифнинокислого свин-
свинца. С одной стороны, ячейка закрыта специальной мембраной,
которая после срабатывания воспламенителя разрывается,
выбрасывая продукты горения; запас топлива в одной ячейке
обеспечивает импульс тяги, равный 0,0001 Нхс. Таким обра-
образом, работа микродвигателя, в котором нет механических ча-
частей, осуществляется в дискретном режиме и позволяет про-
производить многократные (до 20 раз) включения продолжитель-
продолжительностью в 1 с. Проектные характеристики этих двигательных
установок были подтверждены натурными испытаниями, осу-
осуществленными весной 2001 г. при суборбитальном полете ра-
ракеты SR-XM компании «Microcosm».
В более традиционной форме были разработаны фирмой
«Marotta Controls» управляющие сопла для спутников «Space
Technology-5» массой 21,3 кг. (Три таких аппарата, которые
NASA планирует вывести в космос в 2005 г., будут использо-
использоваться для изучения влияния магнитосферы Земли на погоду.)
Газоструйные сопла массой около 70 г способны функцио-
функционировать как в импульсном, так и в постоянном режимах; зна-
значения развиваемой ими тяги находятся в пределах 0,01—0,24 кг.
А. ШУМИЛИН
При этом время срабатывания изделия не превышает 5мс, а
пиковое энергопотребление 1 Вт.
4. Новые конструкционные и теплозащитные материалы.
Изучаются возможности создания материалов для сило-
силовых элементов конструкции, работающих при высоких тем-
температурах (до 500—1000 °С), а также высокоэффективных теп-
теплозащитных покрытий, которые позволили бы существенно
уменьшить радиусы закруглений носовых частей и передних
кромок несущих поверхностей летательных аппаратов, что
необходимо для улучшения их аэродинамических характе-
характеристик.
Исследования по последней тематике ведутся Центром
Эймса в рамках программы «Slender Hypervelocity
Aerothermodynamic Research Probes» («Острые передние
кромки для высоких гиперзвуковых скоростей»). Осенью
2000 г. с базы Ванденберг состоялся запуск МБР «Минит-
мен-3» с экспериментальным носовым конусом, на котором
были смонтированы четыре выдвижных кромки из ультра-
ультратермостойких керамических материалов. Кроме температу-
температуры начала абляции 2815 °С другие характеристики этих ма-
материалов в печати не сообщались.
5. Двигательные установки с нехимическим преобразова-
преобразованием энергии.
Наиболее перспективными в этой области считаются ге-
лиотермические и электроракетные двигатели. Одним из пер-
первых маршевых ЭРД, доведенных до летного образца, стал ион-
ионный двигатель межпланетного аппарата «Deep Space-1», по-
полет которого с задачами исследования астероидов начался в
октябре 1998 г. Масса его силовой установки составила 48 кг,
а тяга — 9,4 г.
Несмотря на малую мощность, эффективность таких дви-
двигателей весьма высока — их удельный импульс достигает
3100 с, а незначительный расход рабочего тела (несколько
грамм в день) позволяет увеличить срок активного существо-
существования КА до нескольких лет. Поэтому эксплуатация аппарата
«Deep Space-1» была прекращена лишь в 2002 г.; в ходе вы-
выполненного полета общая наработка его ЭРД достигла 16 265 ч
(при расчетном показателе 8000 ч).
Практически сразу же после запуска аппарата «Deep
Space-1» специалисты NASA приступили к наземным испыта-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ниям запасного образца ионного двигателя (единственным от-
отличием этого ЭРД от реального изделия был топливный бак,
вмещавший 235 кг ксенона вместо 75 кг). Целью этих работ,
выполнявшихся для имитации условий космического простран-
пространства в вакуумной камере Лаборатории JPL, было определение
реального ресурса подобных установок.
Однако окончательные данные о долговечности ЭРД полу-
получить не удалось. В середине 2003 г. испытания были останов-
остановлены для оценки состояния установки и анализа полученных
результатов, так как сроки подготовки аналогичных двигате-
двигателей для других КА требовали прекращения этого «беспреде-
«беспредела». Длившийся более четырех лет эксперимент прерывался
только несколько раз из-за сбоев в подаче электроэнергии в
испытательный комплекс и для настройки измерительной ап-
аппаратуры. В результате общая продолжительность работы из-
изделия составила 30 352 ч.
В 2000 г. Центр Джонсона при участии фирмы «MSE
Technology Applications» приступил к разработке электромаг-
электромагнитного ракетного двигателя VASIMR (Variable Specific Impulse
Magnetoplasma Rocket), отличительной особенностью которо-
которого являются широкие возможности по изменению его основ-
основных параметров, в первую очередь удельного импульса, для
оптимальной работы на различных участках полета.
Двигатель VASIMR, относящийся к плазменным ЭРД, со-
состоит из трех основных элементов; ионизатора, нагревателя и
электромагнитного сопла. Первый элемент, включающий в себя
форсуночную головку, обеспечивает ионизацию рабочего тела,
обычно водорода. Во втором блоке, представляющем собой ре-
резонансный циклический ускоритель ионов (циклотрон), про-
происходит повышение энергии полученной плазмы. Электромаг-
Электромагнитное сопло соответствующим образом фокусирует и ускоря-
ускоряет поток разогретой плазмы.
Наиболее предпочтительной областью применения двига-
двигателя VASIMR считается его использование в системах стаби-
стабилизации спутников для поддержания заданных параметров
рабочей орбиты, а также в составе межпланетных К А. Так,
например, продолжительность полета корабля с таким ЭРД к
Марсу составит всего три месяца, тогда как перелет аппара-
аппаратов с традиционными ЖРД длится 8—10 мес. Время доставки
272
А. ШУМИЛИН
грузов к планете планируется существенно сократить за счет
практически постоянной работы ЭРД — первую половину пути
двигатель осуществляет разгон аппарата, вторую — его тор-
торможение.
Межпланетный корабль с двигателем VASIMR
Таким образом, проект VASIMR может стать составным
элементом программы освоения дальнего космоса с участием
человека. Непродолжительный полет в космическом простран-
пространстве позволит снизить воздействие на астронавтов неблаго-
неблагоприятных факторов (невесомости и радиации) до приемлемых
значений.
6. Перспективные концепции исследования космоса, в том
числе и с участием человека.
В 2000 г. организация HEDS («Human Exploration and
Development of Space») — специализированное подразделение
NASA по изучению проблем пилотируемых космических по-
полетов — подготовила предварительный план работ в данном
направлении. Проект, названный HTCI («Инициатива по со-
созданию технологий и коммерческому освоению космоса с уча-
участием человека» — HEDS Technology/Commercialisation
Initiative), включает три этапа. Первый из них заключается
в создании технологий, необходимых для обеспечения пило-
пилотируемых полетов продолжительностью до 100 суток (подоб-
(подобные разработки должны вестись параллельно с эксплуатаци-
эксплуатацией Международной космической станции). В качестве конеч-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ного результата этапа рассматривалась возможность прове-
проведения ориентировочно в 2015 г. повторной экспедиции на
Луну. В ходе выполнения второго этапа длительность поле-
полетов намечается увеличить до 300—1000 суток, что позволит
подготовить высадку человека на Марс после 2020 г. В по-
последующем энтузиасты видят строительство долговременных
марсианских поселений.
Усйешное воплощение подобных планов предусматривает
использование высокоэффективных ядерных двигательных
установок. Работы по данной тематике ведутся NASA совмес-
совместно с Министерством энергетики в рамках комплексной про-
программы Nuclear Systems Initiative («Инициатива по ядерным
энергоустановкам»); в 2003—2007 гг. на ее реализацию пред-
предполагается израсходовать около 1 млрд долл. Большая часть
из этих средств пойдет на проект «Prometheus» («Прометей»),
направленный на создание ядерных энергетических и сило-
силовых установок.
Специалистами рассматриваются проекты ЯРД различных
типов, в том числе и термоядерных. Так, например, Центр
Маршалла совместно с Лос-Аламосской лабораторией изуча-
изучает проблемы, связанные с разработкой газофазного ЯРД с
удельным импульсом 3000 с. Если будет показана возмож-
возможность создания такого двигателя, то пилотируемый полет к
Марсу может стать в недалеком будущем реальностью, по-
поскольку при его использовании продолжительность экспеди-
экспедиции к планете с 40—60-дневным пребыванием на ней соста-
составит 8—9 мес.
В 2003 г. Центр Маршалла приступил к выполнению про-
программы ISPP («In-Space Propulsion Programme» — «Двигате-
«Двигатели для транспортировки в космосе»), в которую были объеди-
объединены ряд проектов (в том числе и уже упоминавшейся тема-
тематики), направленных на снижение стоимости межорбитальной
Межпланетный аппарат с ЯРД фирмы Boeing
(в центральной части баки с водородом)
274 ЯВи» А. ШУМИЛИН
транспортировки и обеспечение исследований дальнего кос-
космоса. Основными направлениями работ были признаны сле-
следующие:
— средства аэродинамического торможения;
— перспективные термохимические двигатели;
— ЭРД, работающие от солнечной энергии;
— тросовые системы транспортировки грузов;
— солнечные паруса.
На реализацию программы до 2007 г. предполагается из-
израсходовать около 20 млн долл. После конкурсного отбора
15 промышленных, правительственных и исследовательских
организаций приступили к работам по 22 технологическим
проектам. Так, например, ведущая роль по первому темати-
тематическому направлению отводится корпорации Ball, проекти-
проектирующей надувной баллон для торможения в атмосфере пла-
планет. Использование подобного незначительного по массе сред-
средства, компактно размещаемого на борту межпланетной
станции, позволит существенно повысить ее приборную ос-
оснащенность.
По двум контрактам общей стоимостью 2 млн долл. ком-
компания «Tethers Unlimited» разрабатывает тросовую систему
MXER («Momentum-Exchange/Electrodynamic-Reboost» — «Пе-
«Передача энергии и электродинамический разгон»). Данный эк-
эксперимент предполагает развертывание на околоземной орби-
орбите троса длиной 100 км. При вращении этот трос, подобно пра-
праще, сможет перемещать небольшие спутники на более высокие
орбиты. По сравнению с традиционными ракетными ступеня-
ступенями затраты на межорбитальную транспортировку таким спо-
способом должны снизиться по крайней мере на порядок.
Под руководством Центра Лэнгли фирма «Team Encounter»
занимается созданием солнечного паруса, осуществляющего
полет под действием давления фотонов солнечного света (та-
(такое устройство иногда называется фотонным двигателем). Ре-
Реализация этого проекта началась с коммерческой инициати-
инициативы. Для получения необходимых финансовых средств фирма
«Team Encounter» предложила всем желающим за плату в
25—75 долл. отправить в дальний космос личные приветствия
и образцы ДНК. Однако полученных от десятков тысяч лиц
денег оказалось недостаточно для завершения строительства
и запуска аппарата.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШЕ- 2 7 5
Тем не менее к проекту проявили интерес некоторые пра-
правительственные структуры. Сначала Национальное управле-
управление по исследованию океана и атмосферы NOAA приобрело
у компании «Team Encounter» за 50 тыс. долл. всю техни-
техническую информацию о проектируемой системе, а затем вы-
выделило еще такую же сумму на изучение возможностей при-
применения парусных конструкций на полярных орбитах для
сбора метеорологических данных. Но решающее значение
для предоставления контракта по программе ISPP, по-ви-
по-видимому, имело подписанное в начале 2003 г. фирмой «Team
Encounter» с Центром Лэнгли соглашение о бесплатной тех-
технической экспертизе и консультировании проекта ведущи-
ведущими специалистами по легким крупногабаритным космичес-
космическим конструкциям.
Разрабатываемый фирмой «Team Encounter» аппарат пред-
представляет собой квадратный экран со стороной 76 м, разверну-
развернутый на легких углепластиковых штангах. Незначительная
масса паруса (всего 19 кг) обеспечивается использованием алю-
минизированной майларовой пленки, которая тоньше челове-
человеческого волоса примерно в 70 раз. Согласно расчетам, под дей-
действием солнечного света такая конструкция сможет покинуть
пределы Солнечной системы со скоростью 30 км/с, что почти
в 2 раза превышает скорость удаления от Земли аппаратов
«Вояджер». (Эти выведенные в космос в 1977 г. межпланет-
межпланетные станции в настоящее время продолжают свой полет за
пределами Солнечной системы.)
К середине 2003 г. некоторые компоненты перспективного
аппарата были апробированы в лабораторных условиях.
В 2005 г. фирма «Team Encounter» готовится осуществить на-
натурные испытания изделия на полярной орбите. Расходы по
проведению этого эксперимента, получившего название
«Earthview» («Наблюдение Земли»), должно оплатить Управ-
Управление NOAA. В случае успешного выполнения полета пример-
примерно через год штатный космический аппарат под солнечным
парусом сможет отправиться в межпланетное путешествие.
Летом 2000 г. специалисты Лаборатории реактивного дви-
движения JPL, являющейся одним из подразделений NASA, про-
провели испытания парусных двигателей, работающих от искусст-
искусственных источников сверхвысокочастотного и лазерного излуче-
излучения. Мощность применявшегося СВЧ-генератора составляла
276 ЯЬ» А. ШУМИЛИН
10 кВт, а лазерной установки — 8—14 кВт. В ходе эксперимен-
экспериментов, выполнявшихся в вакуумных камерах, были продемонст-
продемонстрированы возможности перемещения экранных конструкций под
действием давления электромагнитного излучения. Для обес-
обеспечения полетов перспективных аппаратов с такими парусами
источники излучения предлагается размещать в космосе на спе-
специальных платформах.
Определенную заинтересованность в технологиях фотон-
фотонных двигателей проявляют военные специалисты. Использо-
Использование для межорбитальной транспортировки спутников сол-
солнечных парусов или экранов помимо экономии бортового за-
запаса топлива позволит существенно повысить скрытность
проводимой операции, поскольку в отличие от традиционных
ЖРД их работа не сопровождается яркими выбросами про-
продуктов сгорания.
Большинство перечисленных выше проектов выполняют-
выполняются Центром Маршалла в рамках комплексной программы
«Advanced Space Transportation Program» (ASTP). Спектр воп-
вопросов, работы по которым финансируются из ее бюджета, весь-
весьма широк и разнообразен: от проектирования жидкостных ус-
ускорителей для МТКС «Спейс Шаттл» до изучения возможнос-
возможностей освоения новых физических принципов.
Так, например, специалистами Центра Маршалла прово-
проводятся эксперименты по использованию электромагнитных раз-
разгонных тележек для обеспечения запуска ТКС. По расчетам,
разгон летательного аппарата с помощью специальной плат-
платформы на электромагнитной подвеске до скорости 960—
1000 км/ч позволит снизить его стартовую массу на 20%, а
удельные затраты на выведение грузов в космос до «несколь-
«нескольких сотен долларов за килограмм».
Отработка технологий так называемой магнитной подвес-
подвески — MagLev (Magnetic Levitation) проводится на монорель-
монорельсовом электромагнитном устройстве длиной 15 м, разработан-
разработанном и собранном фирмой «PRT Advanced Maglev Systems» no
контракту стоимостью 1,3 млн долл. Ускорение подвешенной
в магнитном поле платформы с моделью перспективного ап-
аппарата осуществляется с помощью линейного асинхронного
двигателя. За 0,5—1 с после запуска платформа, приподнима-
приподнимаемая над конструкцией дороги на несколько сантиметров, раз-
развивает скорость 96 км/ч.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
277
Электромагнитная разгонная тележка
с моделью летательного аппарата
В последующем NASA планирует приступить к эксперимен-
экспериментам на устройстве с увеличенной до 120 м длиной монорельсо-
монорельсового пути. В подготовке этого этапа работ, предусматриваю-
предусматривающим разгон и последующее отделение дистанционно управля-
управляемой модели, выразили готовность принять участие ВМС и
Ливерморская лаборатория LLNL. В ходе экспериментов
ВМС предполагают оценить возможности новых технологии для
разгона палубных самолетов, а Лаборатория LLNL разрабаты-
разрабатывает собственную установку.
В перспективе намечается провести эксперименты с лета-
летательными аппаратами массой 54—68 т. Для этих целей на тер-
территории Центра Кеннеди предлагается построить монорельс
длиной 2,4 км, на котором пусковая платформа будет разго-
разгоняться до скорости 640 км/ч за 9 с. Затраты на создание тако-
такого комплекса оцениваются в 50—100 млн долл.
В 1996 г. в рамках программы ASTP приступила к работе
группа анализа нетрадиционных методов перемещения в про-
пространстве и времени. Основное внимание этой группы уделя-
уделяется следующим вопросам:
— выработка идей по принципиально новым типам косми-
космических кораблей или двигательных установок, которые не тре-
требуют расхода топлива, например используя силы гравитации;
— поиск способов передвижения быстрее скорости света;
278 ДИ^ А.ШУМИЛИН
— предложение новых технологий получения энергии в
космосе.
Привлеченные к работам специалисты проводят фундамен-
фундаментальные исследования в различных областях теоретической
физики: теории относительности, квантовой механики, теории
поля; изучаются свойства пространства-времени и гравитации,
возможности их изменения электромагнитным полем и т.п.
Среди частных явлений, которые могут найти практическое
применение при космических путешествиях, называются, на-
например, туннельное прохождение сверхярких фотонов, кван-
квантовая энергия вакуума, нулевая электромагнитная энергия,
аномалии, возникающие при сверхпроводимости, и другие.
Несмотря на то что исследования носят пока академиче-
академический характер, первые эксперименты уже состоялись. По ре-
рекомендациям членов аналитической группы сотрудники Цен-
Центра Маршалла совместно с представителями Университета
шт. Алабама осуществили в 1997 г. серию экспериментов по
изменению гравитационного поля над сверхпроводящими ма-
материалами. В целом эти опыты повторили эксперименты, вы-
выполненные в 1992 г. российскими учеными на исследовательс-
исследовательской базе Технологического университета в Тампере (Финлян-
(Финляндия). Тогда было подтверждено, что диэлектрики типа стекло,
кварц, дерево, подвешенные над вращающимся охлажденным
до -168 °С диском из сверхпроводящего материала, теряют
0,5—2% своего веса. Уровень снижения силы тяжести над
диском зависит от скорости его вращения.
Полученные в ходе экспериментов данные были переданы в
Центр Гленна, объединившего подобные исследования в общую
программу создания двигательных установок на новых физи-
физических принципах. В последнее время работы по данному на-
направлению финансируются на уровне 500 тыс* долл. в год.
ЧАСТЬ 3
РАЗРАБОТКИ ЧАСТНЫХ КОМПАНИЙ
Проектные разработки частновладельческих организаций
в области транспортных космических систем ориентированы
на создание коммерческих средств выведения. Наиболее ак-
активно эти работы стали вестись после принятия в 1984 г. За-
Закона о коммерческих запусках в космос («Commercial Space
Launch Act» — CSLA), в соответствии с которым все прави-
правительственные ведомства, в первую очередь NASA и Министер-
Министерство обороны, были обязаны оказывать содействие компани-
компаниям, приступившим к самостоятельной эксплуатации ТКС. За-
Задачи контроля и регламентации деятельности таких фирм на
рынке пусковых услуг были возложены на Отдел коммерче-
коммерческих транспортных космических систем — OCST (Office of
Commercial Space Transportation) Федерального управления
гражданской авиации FAA, входящего в структуру Министер-
Министерство транспорта.
ГЛАВА 6
ОДНОРАЗОВЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Закон CSLA изменил статус компаний, эксплуатирующих
Ракеты-носители. Если раньше вопросами организации ком-
коммерческих запусков занималось NASA, то теперь участники
Ринка пусковых услуг взаимодействуют с владельцами КА
Напрямую, без посредников. Получив свободу в выработке своей
Делозой стратегии, эти компании в то же время вынуждены
280 ЗВшт> А. ШУМИЛИН
ориентироваться на запросы правительственных ведомств —
основных своих заказчиков.
С годами доля коммерческой составляющей грузопотока в
космос постепенно увеличивалась, достигнув своего пика в
1998 г., когда из 82 осуществленных во всем мире запусков
ровно половина пришлась на коммерческие старты. Более того,
в то же время, исходя из готовящихся проектов низкоорби-
низкоорбитальных систем связи, насчитывавших в своем составе не один
десяток аппаратов, интенсивность эксплуатации РН легкого и
среднего классов на ближайшее десятилетие прогнозировалась
в пределах 50—100 стартов в год.
Однако многие инновационные проекты остались нереали-
нереализованными, и общая структура .грузопотока приобрела прежние
пропорции.
Тем не менее минувшие годы существенно изменили об-
общую ситуацию на рынке. Для обеспечения ожидаемого грузо-
грузопотока компании, эксплуатирующие транспортные системы,
качественно расширили свои возможности по выведению КА.
Подобные задачи решались ими различными способами:
— разработкой ракет-носителей нового (для данной ком-
компании) класса;
— проведением модернизации имеющихся транспортных
систем с целью как снижения, так и увеличения их грузо-
грузоподъемности (в последнем случае предусматривались меро-
мероприятия по повышению маневренности верхних ступеней для
группового выведения спутников);
— созданием с другими организациями совместных пред-
предприятий для согласованного маркетинга своих ракет.
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «LOCKHEED MARTIN»
Бесспорным лидером на ранке пусковых услуг является
корпорация «Lockheed Martin» (Бетесда, шт. Мэриленд). Bee
распоряжении имеются ракеты-носители всех классов.
Столь значимое положение было достигнуто компанией как
путем собственных разработок новых средств выведения, так
и в результате приобретения других фирм, специализировав-
специализировавшихся на производстве и эксплуатации ракетно-космических
систем.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ. 2 81
Сама корпорация «Lockheed Martin» образовалась весной
1995 г. в результате паритетного слияния двух крупнейших
компаний— «Lockheed» и «Martin Marietta», названия ко-
которых встречаются уже среди участников первых космичес-
космических проектов.
СТУПЕНЬ «АДЖЕНА».
Осенью 1956 г. аэрокосмическое отделение основанной в
1916 г. компании «Lockheed» — фирма «Lockheed Missiles
Systems» получила от ВВС заказ на разработку нескольких ти-
типов разведывательных спутников. Отличительной особенностью
проектировавшихся аппаратов стало то, что для их стабилиза-
стабилизации и выполнения маневров в автономном полете было решено
использовать верхнюю ступень РН, с помощью которой их пред-
предполагалось доставлять на рабочую орбиту. В связи с высокой сте-
степенью интеграции с КА создание универсального ракетного бло-
блока также было поручено головному исполнителю программы.
Компания «Lockheed» успешно справилась с поставленной
задачей — разгонная ступень, названная «Аджена» (Agena —
звезда в созвездии «Центавра»), была разработана и подготов-
подготовлена к эксплуатации за два с половиной года. Первый полет
ступени «Аджена-А» состоялся в составе ракеты «Тор» в фев-
феврале 1959 г. В ходе осуществленного с территории Западного
полигона старта на полярную орбиту был выведен первый спут-
спутник серии «Дискаверер» с целевым оборудованием массой
136 кг. Эти аппараты стали основными грузами ракеты дан-
данной модели, которая применялась до 1961 г.
Сборка ступени «Аджена-А» и спутника «Дискаверер» об-
общей массой 770 кг (после выведения на орбиту) имела длину
5,9 м и диаметр — 1,52 м. В носовой части размещалась спус-
спускаемая капсула, предназначенная для возвращения на Землю
фотоснимков. Ее высота составляла 0,7 м, а диаметр — 0,84 м.
Штатная схема спасения спускавшейся на парашютах капсу-
капсулы предполагала ее захват в воздухе с борта самолета. Однако
в большинстве случаев, по крайней мере в первые годы эксп-
эксплуатации спутников «Дискаверер», возвращение капсулы про-
производилось уже с поверхности океана.
Ступень «Аджена» оснащалась инерциальной системой
наведения, основными элементами которой были три пози-
позиционных гироскопа и три акселерометра. Кроме того, в со-
составе системы использовался инфракрасный датчик горизон-
282
А. ШУМИЛИН
та. Маневрирование на орбите осуществлялось с помощью по-
поворотного маршевого ЖРД ступени. Точную ориентацию бло-
блока при проведении съемки и перед отделением капсулы обес-
обеспечивали газовые реактивные сопла, которые также приме-
применялись для управления ступенью по крену на активном
участке полета.
Силовая установка ступени «Аджена» была спроектирова-
спроектирована фирмой «Bell Aircraft» на базе ЖРД, предлагавшегося для
ракетного вооружения бомбардировщика В-58 «Хастлер». По-
Поэтому в публикациях и книгах тех лет РН, оснащенные бло-
блоком «Аджена», иногда называются «Тор-Хастлер» или «Ат-
лас-Хастлер».
В качестве компонентов топлива первая модель двигатель-
двигательной установки ступени «Аджена» использовала красную ды-
дымящую азотную кислоту и керосин JP-4. Их подача из под-
подвесных баков осуществлялась турбонасосным агрегатом. При
запасе топлива 2,9 т маршевый ЖРД тягой 6,8 т, имевший
обозначение «8001», работал в течение 120 с.
Двигатель ступени «Аджена»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Двигатель «8001» использовался лишь непродолжитель-
непродолжительное время. В течение года фирма Bell подготовила усовершен-
усовершенствованный вариант изделия модели «8048» (по военной клас-
классификации ЖРД ступени «Аджена» были отнесены к серии
XLR-81-BA). Основными отличиями этой установки стало
более эффективное горючее — НДМГ.
Применение новой пары компонентов, являвшихся токсич-
токсичными веществами, несколько осложнило работы по предстар-
предстартовой подготовке ступени. Однако их свойство самовоспламе-
самовоспламенения при контакте друг с другом существенно упростило си-
систему запуска ЖРД и, как следствие, создало предпосылки
для обеспечения возможностей его повторного включения в
условиях космического полета.
Эта идея была реализована сначала в опытной модели
«8081», а затем в штатном двигателе «8096» (позднее после-
последнее обозначение, как типовое, стало применяться для несколь-
нескольких модификаций ЖРД). Созданная для ступени «Аджена-В»
силовая установка «8096» значительно расширила возможно-
возможности по маневрированию спутников на орбите, что особенно важ-
важно для разведывательных аппаратов. (Конструктивно повтор-
повторный запуск ЖРД был реализован путем установки второго
пиротехнического стартера, продукты горения которого про-
производили раскрутку турбины ТНА.)
Кроме того, двигатель «8096» оснащался удлиненным со-
соплом со степенью расширения 45:1 (прежнее значение было
15:1). Для упрощения конструкции охлаждение соплового на-
насадка не предусматривалось — изготовленный из титана с вне-
внешним силовым набором из молибдена он выдерживал темпе-
температуры до 1100 °С. В результате выполненных доработок тяга
ЖРД возросла до 7,2 т, а удельный импульс — до 292 с.
Другой важной особенностью ступени «Аджена-В» стало
радикальное изменение конструкции топливного отсека. Во-
первых, баки стали несущими элементами, что позволило сни-
снизить «сухую» массу блока, и, во-вторых, был увеличен их по-
полезный объем (вместительность бака НДМГ составила примерно
2100 л, а бака азотной кислоты — 2800 л). За счет увеличе-
увеличения бортового запаса топлива с 3,8 т до 7,7 т продолжитель-
продолжительность работы маршевого двигателя ступени возросла до 240 с.
В итоге грузоподъемность ракет «Тор-Аджена-В» при за-
запусках на полярные орбиты достигла 950 кг, а ракет «Атлас-
Аджена-В» — до 2,4 т.
А. ШУМИЛИН
Высокие энергетические характеристики последней транс-
транспортной системы привлекли внимание NASA, которое стало
активно ее использовать для запусков межпланетных КА се-
серий «Рейнджер» массой 370 кг (к Луне) и «Маринер» массой
около 200 кг (к Венере и Марсу).
Некоторым недостатком ступеней «Аджена-А» и «Адже-
на-В» считались сложности с настройкой бортовых систем в
соответствии с требованиями конкретного полезного груза.
Данная проблема в значительной степени была решена при
создании модели «Аджена-D», отличавшейся блочной компо-
компоновкой оборудования, универсальными переходником и эле-
элементами сопряжения с выводимыми объектами.
Кроме того, ступень «Аджена-D» имела облегченную си-
силовую конструкцию (за счет широкого применения бериллия),
новую систему опорожнения баков и, конечно, усовершенство-
усовершенствованный маршевый двигатель модели «8247», допускавший
многократные (до 15 раз) включения.
Для этого потребовалась новая система запуска ЖРД. Вме-
Вместо пиропатронов было предложено установить в магистралях
питания газогенератора по одной емкости для каждого ком-
компонента. Эти пусковые бачки комплектовались поршневым
насосом и баллоном со сжатым азотом для его привода. При
повторном запуске двигателя срабатывали пневмонасосы, ко-
которые подавали компоненты из бачков в газогенератор, там
происходило их воспламенение, и продукты горения раскру-
раскручивали турбину ТНА. В процессе работы ЖРД в пусковые бач-
бачки отводились новые порции компонентов, необходимые для
последующего запуска.
В целях расширения возможностей по орбитальному ма-
маневрированию на ступени «Аджена-D» стала применяться вспо-
вспомогательная силовая установка «8250», состоящая из двух
блоков с двумя двигателями тягой 90 кг и 7,3 кг в каждом
(первые из них предназначались непосредственно для измене-
изменения параметров орбиты, вторые — для осадки топлива перед
запуском основного ЖРД). Диаметрально расположенные на
хвостовом отсеке блоки комплектовались собственными топ-
топливными емкостями с вытеснительной системой подачи.
Активным участником разработки ступени «Аджена-D»
стало NASA, которое на ее основе спроектировало мишени для
стыковки пилотируемых кораблей «Джемини». При реализа-
реализации этого проекта, являвшегося подготовительным этапом
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
«лунной программы», использовалось шесть блоков «Аджена»,
два из которых были утрачены при запусках ракетами «Ат-
«Атлас». Пилотируемые корабли выводились модифицированны-
модифицированными МБР «Титан-2».
Первая в истории космонавтики орбитальная стыковка двух
КА была проведена в марте 1966 г. в ходе полета корабля «Дже-
мини-8». Сближение и непосредственная стыковка выполня-
выполнялись Нилом Армстронгом A930 г.р.), спустя три года первым
ступившим на поверхность Луны.
В ряде полетов по программе «Джемини» ступени «Ад-
жена» использовались в качестве межорбитальных буксиров,
обеспечивая после стыковки с кораблем его транспортировку
на более высокую орбиту и обратно. Наиболее примечатель-
примечательным в этом отношении стал полет «Джемини-11», в ходе ко-
которого ступень доставила пилотируемый корабль на орбиту с
рекордной для того времени высотой апогея — 1360 км. При
этом число включений основного двигателя блока достигло
8 запусков.
В отличие от программ NASA использование ступеней «Ад-
жена» в военных целях всячески затенялось. Что, впрочем,
неудивительно — этот разгонный блок создавался исключитель-
исключительно для запусков секретных спутников. В связи с этим данные
о дальнейшем развитии этого весьма примечательного проек-
проекта скудны и отрывочны.
Известно, что весной 1967 г. Командование космических
систем ВВС заключило с компанией «Lockheed» контракт на
разработку усовершенствованного варианта ступени «Аджена-
D» с новым ЖРД модели «8533». Среди особенностей этой си-
силовой установки, которая должна была качественно отличать-
отличаться от предшественников, называлось применение более энер-
энергоемких и менее агрессивных компонентов топлива.
Одним из известных результатов подобных работ стало ис-
использование на ступенях «Аджена» нового окислителя HDA
(High Density Acid — кислота повышенной плотности), пред-
представлявшего собой 44%-ный раствор четырехокиси азота в
ингибированной красной дымящей азотной кислоте. Кроме
того, в горючее (НДМГ) стали добавлять силиконовое масло,
пРодукты горения которого в пристеночном слое снижали теп-
тепловые потоки к корпусу ЖРД. За счет применения новых ком-
компонентов тяга двигателя, позднее названного как «8096—39»,
Увеличилась до 7,7 т, а удельный импульс — до 300 с. В ком-
286 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
плектации с таким ЖРД модернизированная ступень под на-
названием «Восходящая Аджена» применялась в составе ракет
«Титан-34В» в 1971—-1987 гг.
В общей сложности за 29 лет эксплуатации ступень «Ад-
жена» использовалась в 362 космических полетах. Процент
безотказных пусков этого разгонного блока составила 93%.
Позднее предпринимались неоднократные попытки модер-
модернизации как ступени «Аджена», так и ее силовой установки.
Сначала изучались варианты использования на двигателе
«8096—39» удлиненного сопла со степенью расширения 75:1.
Стендовые испытания экспериментального изделия показали
возможность увеличения удельнбго импульса до 312 с.
Затем были подготовлены проекты двух ЖРД, работавших
на четырехокиси азота и монометилгидразине с добавкой си-
силиконового масла. Эти двигатели тягой 7,2 т и 5,4 т, отличав-
отличавшиеся степенью расширения сопла 150:1 и' 250:1, имели по-
показатели удельного импульса 328 с и 336 с соответственно.
Несмотря на незначительную тягу, последний ЖРД
«8096С» представлялся наиболее предпочтительным вариантом
комплектации перспективных верхних ступеней ракет сред-
среднего и тяжелого классов, а также разгонных блоков, которые
планировалось применять в составе МТКС «Спейс Шаттл».
В целях сокращения стоимости проекта ряд элементов новой
силовой установки было решено оставить без изменений (в пер-
первую очередь это относится к ТНА, который требует продолжи-
продолжительной и дорогостоящей отработки). Наибольшим переделкам
подверглась конструкция самого ЖРД. Во-первых, были умень-
уменьшены размеры камеры сгорания, диаметр и длина которой те-
теперь определялись 20,3 см и 66 см соответственно (габариты пре-
прежнего изделия были 26,7 см и 96,5 см); при этом рабочее давле-
давление в камере увеличилось до 52,8 кг/см2. И, во-вторых, двигатель,
масса которого составила 84,3 кг, оснащался развертываемым
сопловым насадком, изготовленным из ниобия.
Тем не менее ни в середине 1980-х годов, ни десятилетие
спустя, когда компания «Lockheed Martin» предлагала комп-
комплектовать ракеты «Атлас-5» модифицированной ступенью «Ад-
«Аджена», этот проект оказался невостребованным.
РАКЕТЫ СЕМЕЙСТВА «АФИНА».
Во второй половине 1980-х годов компания Lockheed при-
приступила к осуществлению планов по выходу на рынок пуско-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «fl№> 287
ITT1
Ракеты семейства «Афина»
288 ЯВшт А. ШУМИЛИН
вых услуг. Будучи головным разработчиком ряда баллисти-
баллистических ракет подводного базирования («Поларис», «Посейдон»
и «Трайдент»), компания изучила в первую очередь их воз-
возможности для запусков КА.
Однако результаты исследования выявили высокую сложность
и стоимость доработок для обеспечения требуемого на рынке уров-
уровня надежности (90—95%). Кроме того, реализации подобных
планов препятствовали законодательные нормы, запрещавшие
~ широкое применение снимаемых с вооружения баллистических
ракет в коммерческих целях. Каждый такой проект требовал
утверждения на правительственном уровне. В результате компа-
компания «Lockheed» приняла решение о самостоятельной разработке
транспортной системы «с чистого листа».
В 1993 г. компания «Lockheed» объявила о планах созда-
создания семейства ракет-носителей LLV («Lockheed Launch
Vehicle»); в 1995 г. новые транспортные системы были назва-
названы LMLV («Lockheed Martin Launch Vehicle»), а позднее полу-
получили собственное имя «Афина». Три модели семейства пред-
предназначались для выведения на низкую околоземную орбиту
грузов массой 1—4 т при стоимости запуска 14—20 млн долл.
(в ценах 1993 г.).
Основным элементом ракет «Афина» стал твердотоплив-
твердотопливный двигатель «Кастор-120», созданный фирмой «Thiokol» на
базе первой ступени МБР М-Х (общая стоимость разработки
составила 50 млн долл.). Данный РДТТ с тягой 181,6 т сразу
же проектировался как универсальный ракетный блок, кото-
который можно применять в составе различных РН— и на пер-
первых, и на верхних ступенях, а также в качестве стартовых
ускорителей. В этих целях узлы крепления, передние и хвос-
хвостовые юбки РДТТ рассчитывались на различные по величине
и направлению нагрузки. Кроме того, фирма «Thiokol» пре-
предусмотрела возможности изменения формы и массы топлив-
топливного заряда путем фрезерования.
Важной особенностью двигателя «Кастор-120», впервые
испытанного в 1992 г., является широкое использование ком-
композиционных материалов. Корпус изделия длиной Эми диа-
диаметром 2,36 м изготовляется из углерод-эпоксидного компо-
композита, что снизило его массу до 1 т (стальной аналог весил бы
3,85 т). Для сопла применяется фенол-углеродный материал,
а для критического сечения — трехмерная углерод-углерод-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯС 289
ная матрица. Управление вектором тяги РДТТ осуществляет-
осуществляется за счет поворотов сопла в пределах ±5° пневмоприводами.
Трехступенчатая ракета «Афина-1» высотой 18,9 м комп-
комплектуется РДТТ «Кастор-120», твердотопливным двигателем
«Op6ac-21D» тягой 19,6 т (в вакууме) и жидкостным блоком
довыведения ОАМ (Orbit Adjust-Module). Детальное описание
многофункционального двигателя «Op6ac-21D» будет представ-
представлено в разделе «Разгонные блоки "Бернер" и IUS» .корпора-
.корпорации «Boeing». Верхняя же ступень ОАМ была спроектирована
компанией «Olin Aerospace» (прежнее название— «Rocket
Research») специально для ракет «Афина».
Разгонный блок ОАМ предназначается для непосредствен-
непосредственной доставки полезного груза на рабочую орбиту. Кроме того,
с его помощью контролируется положение ракеты по каналу
крена на этапе работы нижних ступеней, а также ее стабили-
стабилизация на пассивных участках полета. Для пространственной
ориентации ракеты используются шесть двигателей тягой по
11,3 кг, довыведение обеспечивают четыре ЖРД тягой по
22,6 кг, ориентированные по оси изделия. Все двигатели сту-
ступени ОАМ — однокомпонентные и работают на гидразине, ко-
который подается из бачков вместительностью по 59 кг под дав-
давлением наддува в 31 атм. В зависимости от задач полета в блоке
может быть установлено 2, 4 и 6 таких емкостей. В результате
чего общая масса ступени варьируется в пределах .607—818 кг.
В блоке ОАМ также размещаются основные элементы
управления ракетой «Афина». Система наведения включает в
себя автопилот, три лазерных гироскопа и три акселерометра.
Точность формирования круговой орбиты высотой 1100 км со-
составляет ±5,4 км.
Стандартный головной обтекатель ракет «Афина-1» диа-
диаметром 2,34 м и массой 792 кг имеет полезный объем 10,6 м3.
Зона для монтажа выводимого объекта определяется высотой
4,3 м и диаметром 1,98 м.
При стартовой массе 66,35 т ракета «Афина-1» позволяет
доставлять на орбиту высотой 200 км и наклонением 28,5° гру-
грузы массой 800 кг, на солнечно-синхронную орбиту около 300 кг.
Первый (неудачный) полет ракеты «Афина-1» состоялся в
августе 1995 г. с территории базы Ванденберг. Запуск произ-
производился со стартового комплекса SLC-6, построенного для
МТКС «Спейс Шаттл». Пусковое устройство ракеты было смон-
смонтировано на опорах крепления одного из ТТУ системы. Поле-
10-1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН
ты ракеты «Афина-1» также проводились и с м. Канаверал —
с коммерческой стартовой площадки LC-46.
Работы по предполетной подготовке ракеты «Афина-1» за-
занимают 14 дней с персоналом численностью в 20—25 человек.
После установки на пусковом устройстве первой ступени к ней
(за 10 дней до старта) пристыковывается двигатель «Орбас-
21D». На следующий день производится монтаж заправлен-
заправленной ступени О AM. Установка головного обтекателя с полез-
полезным грузом выполняется за 3 дня до полета.
Управление запуском ракеты « Афина-1» осуществляется
операторами из фургона, отстоящего от стартовой площадки
на 2,7 км. Передача команд производится по двусторонним
оптико-волоконным линиям связи.
Четырехступенчатая ракета «Афина-2» отличается от
предшественницы наличием второго РДТТ «Кастор-120».
Кроме того, для этой модели был спроектирован головной об-
обтекатель диаметром 3,05 м и с полезным объемом 29,5 м3.
С таким обтекателем высота ракеты составляет 30,2 м, со стан-
стандартным — 28,2 м.
При стартовой массе 120,2 т ракета «Афина-2» позволяет
доставлять на круговую орбиту высотой 500 км и наклонени-
наклонением 28,5° грузы массой 1,75 т, на полярную орбиту высотой
1200 км спутники массой 0,96 т, а на траекторию полета к
Луне — аппараты массой 450 кг.
Именно с запуска лунного зонда «Lunar Prospector», при-
принадлежащего NASA, и началась эксплуатация ракеты «Афи-
«Афина-2» в январе 1998 г. (см. рис. в Главе 9). Стоимость проведе-
проведения старта модели составила около. 20 млн долл.
В целях повышения грузоподъемности ракеты «Афина-2»
в ее составе предлагалось использовать несколько B, 4 или 6)
стартовых ускорителей «Кастор-4А» тягой по 44,2 т каждый.
Наиболее мощная модель «Афина-3» при стоимости запуска
26 млн долл. должна была обеспечить выведение на низкую
орбиту спутников массой 3,2 т.
Однако наблюдаемое в последнее время снижение спроса на
запуски КА легкого класса не позволило в полной мере реализо-
реализовать подобные планы. В связи с этим в 2001г. компания
«Lockheed Martin» была вынуждена приостановить производство
ракет «Афина» до получения конкретных заказов на запуск.
Принятое решение повлекло за собой расформирование груп-
группы технического персонала E0 специалистов). Консервация тех-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ> 291
нологического и контрольного оборудования со сборочных ли-
линий позволила сократить расходы на поддержание их в рабочем
состоянии с нескольких тысяч до нескольких долларов в день.
В целом за период эксплуатации семейства с 1995 по 2001 г.
было осуществлено четыре старта ракеты «Афина-1» и три
модели «Афина-2», причем на каждую из этих ракет пришлось
по одной аварии.
РАКЕТЫ СЕМЕЙСТВА «АТЛАС».
Приостановление эксплуатации ракет «Афина» не окажет
значительного влияния на деятельность корпорации «Lockheed
Martin», поскольку подавляющая часть осуществляемых ею
коммерческих запусков приходится на ракеты «Атлас». Дан-
Данные транспортные системы вместе с выпускающим их пред-
предприятием в 1994 г. были выкуплены компанией «Martin
Marietta» у корпорации «General Dynamics», которая в свою
очередь в конце 1950-х годов приобрела их непосредственного
разработчика— фирму «Convair».
Современные ракеты «Атлас», еще недавно называвшиеся
«Атлас-Центавр», представляют собой последнюю ветвь некогда
многочисленного семейства. Поэтому (то есть по старшинству)
сначала предлагается описание истоков и первых моделей се-
семейства, а эволюции ракет «Атлас-Центавр» отводится следу*
ющая глава.
Родоначальником семейства «Атлас», как и многих дру-
других РН, является боевая ударная система. Ракета «Атлас» стала
первой американской МБР. В ходе ее разработки были весьма
удачно применены многие технические новинки, без которых
невозможно представить современную ракетную технику: кар-
карданная подвеска маршевых двигателей, тонкостенные топлив-
топливные баки без силового набора, автономная инерциальная сис-
система наведения и многое другое. В своем сочетании подобные
новшества обеспечили высокие технико-эксплуатационные
характеристики МБР. Но надо признать, что многие из них
были предложены и отчасти испытаны задолго до рождения
этой боевой системы.
В 1946 г. ВВС армии (самостоятельным видом вооруженных
сил ВВС стали год спустя) подписали с корпорацией
«Consolidated Vultee Aircraft», позднее названной «Convair»,
контракт на создание экспериментальной одноступенчатой ра-
ракеты МХ-774 для отработки технологий перспективных МБР
А. ШУМИЛИН
с дальностью действия до 9300 км. Основное внимание требо-
требовалось уделить двигательной установке, системам управления
и наведения, аэродинамике, траектории полета и отделяющейся
головной части.
Подготовленная по проекту ракета МХ-774 массой 1,86 т им<е-
ла высоту 10,5 м и диаметр 0,75 м. Все отсеки изделия — носо-
носовой, топливный с несущими баками и хвостовой с четырьмя ста-
стабилизаторами — изготовлялись из алюминиевых сплавов.
Ракета комплектовалась четырехкамерной двигательной
установкой фирмы «Reaction Motors». Каждая из камер тягой
по 0,9 т закреплялась в отдельном карданном подвесе, что обес-
обеспечивало трехосную стабилизацию изделия на активном учас-
участке полета продолжительностью 58 с. В качестве компонентов
топлива использовался жидкий кислород и этиловый спирт
общей массой 1,3 т. Подача топлива осуществлялась турбона-
сосным агрегатом, работавшим на продуктах разложения пе-
перекиси водорода.
Несмотря на то что все три произведенные в 1948 г. старта
ракеты МХ-774 окончились неудачами из-за отказов двигатель-
двигательной установки, испытания подтвердили работоспособность боль-
большинства остальных бортовых систем.
Успешно зарекомендовавшие элементы ракеты МХ-774 на-
нашли свое применение в проекте МХ-1593, в 1951 г. получив-
получившем название «Атлас». На первых этапах работы по програм-
программе фирма «Convair» наряду с другими подрядчиками подгото-
подготовила предложения по МБР для последующего ее сравнения с
крылатыми ракетами.
По мере проработки вариантов наибольшее предпочтение
постепенно стало отдаваться баллистическим ракетам. К 1955 г.
были подготовлены предложения по МБР, забрасывавшей бое-
боезаряд массой 3,2 т на расстояние 8800 км. Однако при этом
ракета высотой 32 м и диаметром 3,6 м должна была иметь
стартовую тягу не менее 297 т. (Один из проектов предпола-
предполагал создание одноступенчатой МБР массой 200 т с семью ЖРД
тягой по 56,7 т.)
Техническая сложность подобных ударных средств стави-
ставила под сомнение их успешную разработку в заданные сроки с
определенным уровнем затрат. Лишь после создания компак-
компактных термоядерных зарядов большей мощности стало возмож-
возможным существенно уменьшить массу головной части и, соответ-
соответственно, всей ракеты в целом.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«ДС 293
МБР «Атлас» SM-65, как основной элемент системы ору-
#сия WS-107A-1, предназначалась для доставки головнрй час-
части массой 1,34 т на расстояние 13—14 тыс. км. Стартовая масса
первой эксплуатационной модели «Атлас-D» высотой 25,1 м и
диаметром 3,05 м составляла 118 т.
Кислородно-керосиновая двигательная установка МА-2,
разработанная для данной модели фирмой «North American
Rocketdyne», комплектовалась пятью ЖРД: маршевым
LR-105-NA-3 тягой 27,2 т, двумя стартовыми LR-89-NA-3 тя-
тягой по 68 т и двумя верньерными LR-101-NA тягой по 0,45 т.
В установке использовалась турбонасосная система подачи ком-
компонентов топлива без дожигания газогенераторного газа. Все
двигатели крепились в карданных подвесах для управления
ракетой на активном участке полета.
Конструктивной особенностью силовой установки ракет
«Атлас», все двигателя которой включались одновременно.на
старте, являлся сброс хвостовой юбки со стартовыми ЖРД
на 2 мин полета. Подобная схема, иногда называемая «полу-
тораступенчатой», была принята в целях повышения надеж-
надежности запуска двигателей в наземных условиях. Управление
ракетой по каналу крена после отделения стартовых ЖРД
осуществлялось верньерными двигателями. Ими же прово-
проводилась коррекция скорости изделия перед отделением голов-
головной части после прекращения работы маршевого ЖРД на
240 с. Увод ракеты от боезаряда выполнялся с помощью не-
нескольких РДТТ.
Ракеты «Атлас-Eb оснащались радиоинерциальной систе-
системой наведения фирмы «General Electric». Основное электрон-
электронное оборудование, включая БЦВМ, автопилот, антенны и при-
приемники, размещалось в двух обтекаемых гаргротах, диамет-
диаметрально расположенных на баковом отсеке.
Высокое конструктивное совершенство МБР «Атлас», «су-
«сухая» масса которых составляла около 6,8 т, обеспечили тон-
тонкостенные несущие баки. Топливный отсек длиной 18 м яв-
являлся основным силовым элементом конструкции, восприни-
воспринимавшим тягу двигательной установки.
Специально для ракет «Атлас» была разработана аустенит-
ная сталь AISI-301 с пределом прочности 14 060 кг/см2. Ее тех-
технологические и прочностные характеристики позволили умень-
уменьшить толщину стенок в основании топливного отсека до 1 мм,
а в верхней части до 0,1 мм. Сборка отсека производилась пу-
294 ЗШШт А. ШУМИЛИН
тем сварки отдельных секций высотой 0,9 м. Во избежание
деформаций готовые секции, а затем и весь бак крепились в
специальной оснастке.
Топливные баки МБР имели совмещенные днища, выгну-
выгнутые вверх в сторону бака окислителя емкостью 71 м8; объем
бака горючего составлял 43,7 м3. Нижнее днище последнего
представляло собой усеченный конус, на котором крепилась
рама маршевого ЖРД. Двусторонняя сварка нижнего днища
являлась заключительной операцией сборки топливного отсе-
отсека. При ее выполнении в течение 16 часов внутри бака нахо-
находилась пара рабочих, управлявших сварочным аппаратом (сме-
(смена операторов через каждые два часа производилась через люк-
лаз в днище).
После завершения сборки отсека осуществлялся техноло-
технологический наддув баков, который будет поддерживаться на всех
последующих этапах сборки и эксплуатации ракеты. Избы-
Избыточное давление в 0,7 кг/см2 придает такую устойчивость стен-
стенкам бака, что их корпус без всяких повреждений выдержи-
выдерживает удар молотком. В одном из первых испытательных по-
полетов после отказа двигательной установки ракета выполнила
полную «петлю», сохранив при этом целостность конструк-
конструкции.
Производство МБР «Атлас» началось в 1955 г. на пред-
предприятии фирмы «Convair» в Сан-Диего (шт. Калифорния).
Летом 1956 г. началась стендовая отработка двигательной
установки ракет.
Первый полет экспериментальной модели «Атлас-А» был
осуществлен (неудачно) на м. Канаверал в июне 1957 г. Раке-
Ракеты данного типа оснащались только стартовыми ЖРД, маке-
макетом головной части и значительным количеством измеритель-
измерительного оборудования. При испытаниях дальность их полета не
превышала 960 км.
Опытная модель «Атлас-В», представлявшая собой полно-
полностью укомплектованную ракету с отделявшимся носовым ко-
конусом, использовалась в 1958—1959 гг. для комплексных ис-
испытаний системы, в том числе с проведением контрольных
стрельб на расчетную дальность. После серии успешных поле-
полетов было решено применить эту модель для выведения полез-
полезного груза на околоземную орбиту.
Первый космический старт ракет «Атлас» состоялся 18 де-
декабря 1958 г. Входе полета ракета самостоятельно вышла на
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США*
295
орбиту с параметрами 200x1460 км*; при этом на ее борту
находился неотделяемый комплект связной аппаратуры Score
(Signal Communications by Orbital Relay Equipment) массой
68 кг. Конечная масса сборки ракеты с этим оборудованием
составила 3,96 т. В ходе орбитального полета, длившегося чуть
больше месяца, с борта ракеты транслировалось записанное
на магнитофон рождественское послание президента Д. Эйзен-
Эйзенхауэра.
Предсерийная модель «Атлас-С» начиная с декабря 1958 г.
использовалась для квалификационных испытаний всей сис-
системы.
Штатная модель МБР «Атлас-D» была принята на воору-
вооружение в сентябре 1959 г.
В рамках программы «Атлас» компания «General"
Dynamics» разработала еще две модификации МБР моделей
Е и F, первые запуски которых состоялись в 1960 и 1961гг.
соответственно. Обе эти ракеты практически идентичные по
конструкции, даже допускавшие взаимозаменяемость отдель-
отдельных элементов, отличались от предшествующей модели новой
силовой установкой МА-3 с
более мощными стартовыми
ЖРД тягой по 74,8 т, инерци-
альной системой наведения
фирмы «Bosch-Arma», а так-
также компоновкой приборных
отсеков.
Кроме того, имелись раз-
различия в способах хранения
всех трех типов МБР. Если
ракеты «Атлас-D» размеща-
размещались на боевых позициях в
горизонтальном положении в
железобетонных ангарах со
сдвигавшейся крышей, а мо-
модели Е в схожих, но несколь-
несколько заглубленных или присы-
присыпанных хранилищах, то для
Ракеты «Атлас-F» предусмат-
предусматривалось шахтное базирова-
базирование, хотя их запуски произво- МБР «Атлас-F»
ДИлись с поверхности земли на боевой позиции
А. ШУМИЛИН
после подъема на специальном лифте. Исходя из способа хра-
хранения модели D, Е и F имели также соответствующую индек-
индексацию PSM-65, CSM-65 и HSM-65.
Высокие энергетические характеристики МБР «Атлас»
предопределили их широкое использование для запусков кос-
космических аппаратов; при этом ракеты получили типовое обо-
обозначение LV-3 (Launch Vehicle — ракета-носитель). Наиболее
активно в этих целях применялась модель D.
В 1958 г. сразу же после образования NASA специалисты
агентства предложили проект создания на базе МБР «Атлас»
трехступенчатой ракеты для запусков лунных зондов серии
«Пионер» массой 170—176 кг. В качестве верхних ступеней на
новой РН устанавливался жидкостный блок «Эйбл» и неболь-
небольшой твердотопливный двигатель Х-248, иногда называвший-
называвшийся под собственным именем «Альтаир».
Ступень «Эйбл» массой 1,82 т была заимствована с ракеты
«Авангард» и комплектовалась двигателем АЛО—101А тягой
3,4 т. Этот ЖРД, поставляемый фирмой «Aerojet», работал на
НДМГ и белой дымящей азотной кислоте. Ступень оснаща-
оснащалась несколькими двигателями малой тяги, которые в конце
активного участка для стабилизации сборки верхнего разгон-
разгонного блока и полезного груза производили ее закрутку.
Двигатель Х-248 массой 226 кг и тягой 1,36 т был разра-
разработан фирмой «Hercules Powder» в Аллеганской баллистичес-
баллистической лаборатории ABL (Allegeny Ballistics Laboratory), принад-
принадлежащей ВМС. Общая масса РН, названной «Атлас-Эйбл», со-
составила 118 т при высоте 30 м.
В отличие от успешного полета ракеты «Атлас-Score» про-
программа «Атлас-Эйбл» оказалась крайне неудачной: одна раке-
ракета взорвалась при стендовых испытаниях, а остальные три были
утрачены в результате аварийных пусков, проводившихся в
1959—1960 гг.
Также с аварии начались в 1960 г. и испытательные за-
запуски аппаратов «Меркурий», предназначавшихся для пило-
пилотируемых полетов в космосе. Тем не менее 20 февраля 1962 г.
при шестом полете по программе, обозначенном МА-6 (Mercury-
Atlas), на околоземную орбиту был доставлен первый амери-
американский корабль с человеком на борту — аппарат массой око-
около 1,4 т пилотировал подполковник Джон Гленн A921 г.р.).
В последующие пятнадцать месяцев были осуществлены запус-
запуски еще трех кораблей «Меркурий».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
297
В феврале 1960 г. был про-
произведен (и опять неудачно) пер-
первый старт ракеты «Атлас» со
ступенью «Аджена». В такой
конфигураций с постоянно
проводившимися доработками
как первой, так и второй сту-
ступеней РН эксплуатировалась
до 1978 г. Запуски ракет «Ат-
лас-Аджена» большей частью
по военным программам про-
производились как с Западного,
так и с Восточного полигонов.
В составе этого семейства
использовались все основные
модели ступени «Аджена».
Ракета «Атлас-Аджена-А» при
стартовой массе 120 т достав-
доставляла на орбиту высотой
480 км грузы массой 1,63 т,
модели «Атлас-Аджена-В» и
«Атлас-Аджена-D» имели гру-
грузоподъемность 2,4—2,7 т.
По интенсивности эксплуа-
эксплуатации как моделей «Атлас-Ад-
жена», так и всего семейства
в целом особенно выделяется
1966 г. Тогда было осуществ-
осуществлено 33 космических старта,
из которых 26 пришлось на ра-
ракеты «Атлас-Аджена», 4— на
«Атлас-Центавр» и 3 — на од-
одноступенчатые модификации.
Кроме того, в указанный год
было произведено еще 14 за-
запусков моделей «Атлас» либо как МБР с контрольно-трениро-
вочкыми задачами, либо в качестве высотных ракет с различ-
различным экспериментальным оборудованием.
Для примера использования ракет «Атлас» в исследова-
исследовательских целях можно привести запуски трансатмосферного
аппарата Х-23А<1966—1967 гг.), (эксперимент «Fire»), при ко-
Старт ракеты «Атлас»
с пилотируемым кораблем
«Меркурий»
А. ШУМИЛИН
тором изучались условия входа в атмосферу спускаемых кап-
капсул со скоростью 11,1 км/с, соответствующей траектории воз-
возвращения кораблей «Аполлон» A964—1965 гг.), проект «Биг
Джо» с задачей отработки бортовых систем кораблей «Мерку-
«Меркурий» A959), выведение на суборбитальные траектории капсул
с подопытными животными, контейнеров с криогенными ком-
компонентами для оценки их состояния в невесомости и т.п.
В целях повышения энергетических характеристик РН се-
семейства «Атлас» компания «General Dynamics» постоянно про-
проводила модернизацию их бортовых систем. Важным этапом
работ в этом направлении стало создание для первой ступени
двигательной установки МА-5, которая в различных (не ме-
менее чем в шести) модификациях применялась на ракетах в
1961—1997 гг. За этот период ее тяга была увеличена со 177 т
до 200 т (в основном за счет улучшения показателей старто-
стартовых ЖРД).
В начале 1960-х годов для сокращения затрат на предпо-
предполетную подготовку ракет-носителей (не только семейства «Ат-
«Атлас») ВВС и NASA утвердили программу SLV («Standard Launch
Vehicle») по стандартизации их бортовых систем. Созданные в
рамках проекта типовые блоки оборудования, например сис-
систем управления, электропитания или телеметрии, не требова-
требовали особой настройки или модификации перед запуском конк-
конкретного космического объекта.
• В частности, на ракетах «Атлас-Аджена», получивших обо-
обозначение SLV-3, стали применяться унифицированные систе-
системы наведения для запусков либо с Западного, либо с Восточ-
Восточного полигона, универсальный переходник полезного груза и
т.п. За счет монтажа подобных элементов в заводских услови-
условиях время подготовки РН к полету было сокращено с 8 мес до
10 недель.
В 1968 г. состоялся первый старт ракеты «Атлас-Аджена»
модели SLV-3A, отличительной чертой которой стал удлинен-
удлиненный на 2,9 м топливный отсек первой ступени (это позволило
увеличить бортовой запас топлива на 21,8 т). Кроме того, дан-
данная модель комплектовалась новым автопилотом, допускав-
допускавшим ввод полетного задания за 6 ч до старта, а при известных
конечных параметрах активного участка за 1 ч.
1968 г. был также отмечен началом эксплуатации в каче-
качестве средств выведения КА снятых с вооружения МБР «Ат-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
лас-F» (космические старты модели «Атлас-Е» стали прово-
проводиться с 1980 г.). Некоторым доработкам в конструкции мо-
модернизированных ракет подверглось электронное оборудова-
оборудование — инерциальная система наведения была заменена на ра-
радиокомандную Mod-3G, применявшуюся на моделях «Атлас»
SLV-3. Коррекция траектории РН производилась с наземной
станции слежения, развернутой вблизи стартового комплекса
на базе Ванденберг (все запуски моделей «Атлас-F и -Е» про-
производились оттуда).
В качестве верхних ступеней на ракетах «Атлас-F и -Е»
применялось свыше 10 различных твердотопливных блоков.
В ряде случаев по соображениям секретности официальные
сведения о их типе не сообщались. Поэтому грузоподъемность
этих моделей можно оценить лишь приблизительно в диапа-
диапазоне 0,7—1 т на полярной орбите.
Жидкостный разгонный блок (ступень «Аджена-D») исполь-
использовался в составе этих ракет лишь однажды — в 1978 г. при
выведении океанографического спутника «Seasat-A», принад-
принадлежащего NASA. Для запуска этого аппарата общей с верх-
верхней ступенью массой 2,3 т ракета «Атлас-F» подверглась су-
существенным доработкам.
Сужающаяся часть бака окислителя была заменена цилин-
цилиндрической секцией с переходником для монтажа ступени «Ад-
жена». Для улучшения аэродинамических характеристик на
ракете монтировался обтекатель диаметром 3,05 м, который
полностью закрывал и полезный груз, и разгонный блок.
В этих целях был приспособлен укороченный с 18 м до 10,2 м
обтекатель с ракеты «Титан-34В», также комплектуемой сту-
ступенью «Аджена».
В общей сложности в 1968—1995 гг. из 136 снятых с бое-
боевого дежурства МБР «Атлас-Е и -F» для запусков космичес-
космических аппаратов использовалось 46 изделий, при этом их надеж-
надежность составила 91%.
Последней моделью легкого класса семейства «Атлас» ста-
стала ракета «Атлас-Н», предназначавшаяся для выведения спут-
спутников морской разведки. Несмотря на военное применение,
эта РН проектировалась Центром Льюиса, эксплуатировав-
эксплуатировавшим ракеты «ATjiac-Центавр». Модель комплектовалась пер-
первой ступенью SLV-3D с двигательной установкой МА-5 тягой
200 т, твердотопливным разгонным блоком и радиокомандной
системой наведения. Все пять запусков ракеты «Атлас-Н» были
А. ШУМИЛИН
успешно осуществлены в 1983—1987 гг. с территории базы
Ванденберг.
РАКЕТЫ «АТЛАС-ЦЕНТАВР».
Значительного повышения грузоподъемности ракет «Атлас»
удалось добиться после создания разгонного блока «Центавр» —
первой в мире криогенной ступени, заработавшей на жидких
кислороде и водороде. Применение в качестве горючего жид-
жидкого водорода позволяет увеличить удельную тягу двигателей
на 30—40%. Однако взрывоопасность, низкая плотность и
высокая летучесть долгое время препятствовали промышлен-
промышленному освоению этого компонента.
Во второй половине 1950-х годов ВВС совместно с компа-
компанией Lockheed в рамках секретной программы «Suntan» («За-
(«Загар») вели проектно-конструкторские работы по высотному
самолету-разведчику CL-400, которым предполагалось заменить
самолет U-2. В составе проектировавшегося изделия планиро-
планировалось использовать силовую установку, работавшую на жид-
жидком водороде. Разработкой требуемого двигателя с турбона-
сосной подачей горючего занималась фирма «Pratt and
Whitney». Несмотря на закрытие проекта в 1959 г., освоен-
освоенный научно-технический задел, производственная и экспери-
экспериментальная база были применены позднее при создании блока
«Центавр».
Независимо от работ по проекту «Suntan» фирма «Convair»
провела собственное исследование по криогенной ступени для
своих ракет «Атлас». Согласно предварительным оценкам,
новый разгонный блок массой 13,5 т должен был оснащаться
четырьмя кислородно-водородными ЖРД тягой по 3,1 т. В це-
целях упрощения конструкции намечалось применять вытесни-
тельную систему подачи топлива. В комплектации с такой верх-
верхней ступенью, названной «Центавр», ракеты «Атлас» по сво-
своей грузоподъемности примерно в полтора раза должны были
превзойти модели «Атлас-Аджена».
Предложения по использованию на блоке «Центавр» дви-
двигательной установки фирмы «Pratt and Whitney» были вы-
высказаны специалистами Управления ARPA (позднее переиме-
переименованного в DARPA), которые изучали возможности запусков
военных спутников тяжелого (для того времени) класса. Пос-
После непродолжительного периода согласования основные кон-
контракты на создание ступени были подписаны в конце 1958 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Головным подрядчиком по проекту стала компания «Convair»,
по двигательной установке, включавшей два маршевых
ЖРД, — «Pratt and Whitney», по инерциальной системе наве-
наведения— «Minneapolis-Honeywell».
Поскольку осенью 1958 г. было образовано NASA, то боль-
большинство космических проектов, не связанных напрямую с ре-
решением военных задач, постепенно стало передаваться в веде-
ведение этого агентства. Начиная с лета 1960 г. работы по созда-
созданию ступени «Центавр» полностью координировались Центром
Маршалла, а основной задачей программы «Атлас-Центавр»
были определены запуски лунных зондов серии «Сервейер»
(Surveyor).
При разработке блока «Центавр» фирма «Convair» широ-
широко использовала технологическую базу, освоенную при про-
производстве ракет «Атлас». Как и МБР, ступень имела диаметр
3,05 м; ее топливные баки также проектировались по несу-
несущей схеме с совмещенными днищами и постоянным надду-
наддувом. Первые образцы изделия имели толщину стенок лишь
0,25 мм, хотя позднее ее пришлось несколько увеличить.
Единственным силовым элементом в топливном отсеке была
цилиндрическая секция на днище бака окислителя, которая
воспринимала нагрузки от тяги маршевых ЖРД. В целом
масса конструкции топливного отсека ступени «Центавр»
длиной 7,4 м составляла около 425 кг, тогда как его вмести-
вместительность составляла 15 т.
В целях снижения потерь на испарение криогенных ком-
компонентов на ступени «Центавр» использовались различные
средства теплоизоляции. Если на баке окислителя можно
было ограничиться покрытием его нижнего днища стекло-
стеклотканью, то для бака водорода, вскипающего при -253 °С,
потребовались более сложные мероприятия. Так, например,
в совмещенное днище помещался пористый материал, на-
насыщенный азотом, который после заправки баков низкоки-
пящими компонентами вымораживался, обеспечивая крио-
криогенную вакуумизацию объема днища. Кроме того, с внеш-
внешней стороны бак закрывался изолирующими панелями, а во
избежание смерзания зазор между ними и стенкой бака про-
продувался гелием.
Основными элементами систем управления и наведения
ступени «Центавр» были гиростабилизированная платформа с
тремя акселерометрами и тремя гироскопами, БЦВМ и шесть
А. ШУМИЛИН
двигателей тягой 0,7—1,3 кг для ориентации изделия на пас-
пассивном этапе полета (эти ЖРД работали на перекиси водоро-
водорода). На активном участке выведения управление блоком осу-
осуществлялось маршевыми двигателями, подвешенными в кар-
карданных подвесах. Большая часть электронного оборудования
размещалась в верхней части ступени на кольцевой прибор-
приборной полке, а микродвигатели, емкости с перекисью и гелием,
который применялся для наддува топливных баков, — в хвос-
хвостовом отсеке.
Силовая установка ступени «Центавр» комплектовалась дву-
двумя ЖРД серии RL-10A (по военной классификации XLR-115).
Первый летный образец ступени «Центавр» оснащался моде-
моделью RL-10A-1 с тягой 6,8 т и удельным импульсом 425 с при
степени расширения сопла 40:1.
Работающие по замкнутой безгазогенераторной схеме дви-
двигатели RL-10A до сих пор считаются одними из самых эффек-
эффективных. Вращение турбины ТНА производится газообразным
водородом, прошедшим «рубашку» охлаждения сопла (так
называемый испарительный цикл). Регулировка тяги изделия
осуществляется клапаном подачи водорода к турбине.
Характерной особенностью первых моделей ЖРД ступени
«Центавр» являлось использование бустерных насосов для уве-
увеличения давления подачи компонентов. За счет применения
этих устройств, работавших на перекиси водорода и которые
монтировались непосредственно у баков, удалось несколько
снизить давление наддува и, соответственно, массу топливно-
топливного отсека.
Во избежание испарения компонентов в трубопроводах,
приводящего к неустойчивой работы насосов при запуске, не-
непосредственно перед включением ЖРД необходимо провести
захолаживание его магистралей и агрегатов. Выполнение этой
операции продолжительностью 30—40 с в полете сопряжено
со значительными сложностями и риском, лишним расходом
топлива и в конечном счете уменьшением полезного груза.
Наилучшим решением проблемы стала прокачка магистралей
жидким гелием в наземных условиях перед стартом РН. Это
позволило сократить время захолаживания в полете до несколь-
нескольких секунд.
Поскольку ступень «Центавр» рассчитывалась на много-
многократные включения, то в ее составе были предусмотрены до-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ. СИСТЕМЫ США
303
14
Компоновка ракеты «Атлас-Центавр»:
1 — ступень «Центавр», 2 — бак жидкого водорода, 3 — бак жидко-
жидкого кислорода, 4 — баки с перекисью водорода, 5 —- маршевые ЖРД,
6 — бак жидкого кислорода ступени «Атлас», 7 — бак керосина,
8 — маршевый ЖРД, 9 — стартовые ЖРД, 10 — электронное обору-
оборудование, 11 — заряд системы самоликвидации ракеты, 12 — двига-
двигатели осадки топлива, 13 — верньерные двигатели, 14 — направляю-
направляющие сброса хвостового отсека
304 ДИЬ» А. ШУМИЛИН
полнительные средства обеспечения надежного запуска дви-
двигательной установки. Так, например, в целях снижения ко-
колебаний топлива в баках помимо специальных гасителей в
течение всего пассивного участка полета, который мог дос-
достигать нескольких часов, должны были работать два неболь-
небольших ЖРД малой тяги (сначала использовалось два двигате-
двигателя тягой 0,9 кг, позднее — четыре тягой 1,3 кг). Кроме того,
для осадки топлива непосредственно перед запуском установ-
установки включались четыре ЖРД тягой 22,4 кг. Как первые, так
и вторые вспомогательные двигатели работали на перекиси
водорода.
Хвостовой отсек ступени «Центавр», общая масса которой
составляла 16,7 т, а длина— 9,1 м, не имел внешней обшив-
обшивки. Поэтому при монтаже на ракете «Атлас» маршевые ЖРД
и прочее вспомогательное оборудование закрывались переход-
переходником длиной 4 м.
Подготовленная к эксплуатации РН со стартовой массой
136 т обеспечивала выведение на низкую орбиту грузов мас-
массой 3,8 т, на траекторию полета к Луне аппараты массой 1 т,
а к Марсу или Венере массой 600 кг.
Первый экспериментальный старт ракеты «Атлас-Центавр»,
состоявшийся в мае 1962 г. с полуторагодичным отставанием
от установленного срока, окончился полной неудачей. На 54 с
полета при прохождении участка максимального скоростного
напора произошел разрыв бакового отсека ступени «Центавр»
с последующим взрывом изделия. Как удалось установить в
ходе расследования, причина аварии была непосредственно
связана с использованием криогенного топлива: значительные
температурные деформации бака водорода привели к разру-
разрушению верхнего шпангоута, на котором крепился головной
обтекатель.
По мнению экспертов комитетов Конгресса, курировав-
курировавших космические исследования, неудачный запуск, срывы
графика работ и неопределенности с решением проблем при-
применения криогенных компонентов стали следствием неудов-
неудовлетворительного менеджмента программы «Центавр» на всех
уровнях. Ситуация осложнялась противоречиями, постоян-
постоянно возникавшими между заказчиком и головным исполни-
исполнителем, поскольку для Центра Маршалла в то время наибо-
наиболее приоритетной задачей была разработка ракет «Сатурн»
для лунной программы, тогда как компания «General
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Dynamics» традиционно была ориентирована на обеспечение
проектов ВВС *.
Сложности с созданием криогенной ступени «Центавр»
поставили лунную программу на грань срыва. Однако отсут-
отсутствие другой транспортной системы, сопоставимой по грузо-
грузоподъемности с ракетой «Атлас-Центавр», а также необходи-
необходимость проведения в кратчайшие сроки исследований Луны пе-
перед запусками, кораблей «Аполлон» вынудило продолжить
разработку этого разгонного блока. Более того, программа по-
получила наивысший приоритет — DX, предполагавший неза-
незамедлительное предоставление всех необходимых ресурсов; а в
целях улучшения руководства работами проект был передан
Центру Льюиса.
После реорганизации программы значительные финансо-
финансовые средства были израсходованы на стендовую отработку эле-
элементов ступени, в первую очередь двигательной установки, а
также на натурные эксперименты по изучению поведения жид-
жидкого водорода в условиях невесомости (в этих целях осуще-
осуществлялись запуски МБР «Атлас» со специально оборудован-
оборудованными криогенными емкостями).
Уже ко второму экспериментальному полету был подго-
подготовлен новый маршевый ЖРД модели RL-10A-3-1, а к седь-
седьмому старту, выполненному в 1966 г., двигатель RL-10A-3-3.
Тяговые характеристики этих ЖРД остались без изменений,
усилия разработчиков были направлены на повышение эф-
эффективности силовых установок — удельный импульс у пер-
первого образца составил 433 с, а у второго, оснащавшегося со-
соплом со степенью расширения 57:1, — 444 с. В конструктив-
конструктивном отношении последнее изделие оказалось настолько
удачным, что с незначительными изменениями эксплуатиро-
эксплуатировалось в течение 17 лет.
* Истоки возникшего конфликта некоторые обозреватели связы-
связывают с многолетней конкуренцией армии и ВВС в создании ракетной
техники. В 1959 г. по директиве Министерства обороны армия, не-
несмотря на значительные успехи в этой области, была вынуждена огра-
ограничить свои разработки лишь оперативно-тактическими ракетами с
дальностью действия до 320 км, а ее Управление баллистических ра-
ракет АВМА («Army Ballistic Missile Agency»), осуществившее запуск
первого американского спутника, было передано NASA. Созданный на
его базе Центр Маршалла возглавил один из ведущих конструкторов
Управления — В. фон Браун.
А. ШУМИЛИН
Существенным доработкам подверглась и конструкция сту-
ступени «Центавр». В частности, толщина стенок баков была уве-
увеличена до 0,35 мм, а теплоизолирующих панелей с 1 до 2,5 см.
Одновременно велись работы и по усовершенствованию ра-
ракет «Атлас», получивших в рамках программы «Центавр» обо-
обозначение LV-3C. Если при первых стартах применялись моди-
модифицированные МБР «Атлас» с сужающейся носовой частью,
которая закрывалась переходником, то затем ступень стала ос-
оснащаться топливным отсеком цилиндрической формы. С 1965 г.
на ракетах «Атлас» LV-3C используется модернизированная
двигательная установка МА-5 с увеличенной до 176,5 т тягой.
Летная отработка РН «Атлас-Центавр» выполнялась по
двум направлениям. В целях сокращения периода подготовки
к запускам лунных зондов было принято решение использо-
использовать упрощенную программу полета с одним включением сту-
ступени «Центавр». Такая схема выведения выдвигала жесткие
требования по срокам проведения старта и по траекторным
параметрам, но в то же время она позволяла параллельно и
независимо проводить натурные эксперименты с пбвторными
запусками блока.
В итоге первый эксплуатационный полет ракеты «Атлас-
Центавр» (восьмой по счету) состоялся в мае 1966 г. В ходе
его проведения на поверхность Луны был доставлен аппарат
«Сервейер-1». Штатный запуск ракеты с повторным включе-
включением ступени «Центавр» был проведен год спустя.
Завершив летную отработку ракеты, NASA приступило к
реализации проекта SLV-3C, направленного на повышение энер-
энергетических характеристик новых транспортных систем и стан-
стандартизацию их бортового оборудования. Наиболее важными
отличиями ракет «Атлас» SLV-3C от прежних моделей стали
новая первая ступень с двигательной установкой тягой 180 т
и удлиненный на 1,3 м топливный отсек (приращение массы
топлива составило 9,5 т).
В результате проведенных мероприятий ракета «Атлас-Цен-
«Атлас-Центавр» SLV-3C со стартовой массой 146 т стала выводить на ор-
орбиту высотой 640 км грузы массой 4,5 т, на переходную орбиту
спутники массой до 1,8 т, а на траекторию межпланетных пе-
перелетов аппараты массой 0,8 т. За годы эксплуатации A967—-
1972) эта модель использовалась для запусков различных гру-
грузов, среди которых следует отметить орбитальные обсервато-
обсерватории ОАО (Orbiting Astronomical Observatory), межпланетные
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «^ИЕ 3 0 7
аппараты «Маринер-9», который стал первым искусственным
спутником Марса, и «Пионер-10» — выведенный в 1972 г. он
до сих пор продолжает полет за пределами Солнечной системы
(при запуске аппарату была сообщена рекордная для того вре-
времени скорость 14,3 км/с, но при этом использовался дополни-
дополнительный твердотопливный двигатель ТЕ-М-364-4 фирмы
«Thiokol»).
Изначально спроектированная для обеспечения межпланет-
межпланетных перелетов ракета «Атлас-Центавр» с 1968 г. стала посте-
постепенно использоваться для выведения стационарных спутни-
спутников связи. В настоящее время подобные аппараты являются
основными грузами этого семейства.
В 1973 г, начались полеты ракет «Атлас» с разгонным бло-
блоком «Центавр-D-IA». Внешний облик новой транспортной си-
системы мало чем отличался от предыдущей, но бортовое обо-
оборудование ее обеих ступеней подверглось существенным из-
изменениям.
Доработки первой ступени, обозначенной SLV-3D, были
направлены на увеличение энергетических характеристик стар-
стартовых ЖРД, в результате чего, общая тяга силовой установки
достигла 195,7 т. При модернизации разгонного блока основ-
основное внимание уделялось электронному оборудованию и слу-
служебным системам.
Ступень «Центавр-D-IA» оснащалась новым компьютером
фирмы «Teledyne», которой при вдвое меньших габаритах имел
в пять раз больший объем памяти, чем предшествующий об-
образец. Эта БЦВМ обеспечивала полный контроль за работой
бортовых систем обеих ступеней на всех этапах предстартовой
Подготовки и полета РН (такие возможности позволили отка-
отказаться от ряда блоков на первой ступени, в частности от авто-
автопилота, программного устройства, элементов системы телемет-
телеметрических измерений).
Также был видоизменен и приборный отсек ступени «Цен-
«Центавр». Теперь оборудование размещалось в закрытом двухсек-
двухсекционном модуле высотой 1,4 м, закрепленном на баке водоро-
Да. Этот модуль состоял из цилиндрической части высотой
0,64 м и переходника в виде усеченного конуса. На его верх-
верхнем шпангоуте диаметром 1,6 м находились узлы крепления
Полезного груза.
Для ракет «Атлас» SLV-3D было подготовлено два типа
Уловных обтекателей, выполненных из стекловолокна. Стан-
308 *Шт А. ШУМИЛИН
дартный образец высотой 9 м и с длиной цилиндрической час-
части около 4 м мог наращиваться дополнительной вставкой до
9,9 м. При установке .любого из обтекателей использовалась
алюминиевая монтажная секция высотой 1,42 м, крепившая-
крепившаяся на приборном отсеке.
В комплектации со стандартным обтекателем модель «Ат-
«Атлас» SLV-3D имела высоту 39,9 м. Энергетические характери-
характеристики РН позволяли доставлять на переходную орбиту спут-
спутники массой 2,2 т, а на траекторию межпланетных перелетов
аппараты массой 1,2 т.
Наиболее интенсивно ракеты «Атлас-Центавр» эксплуати-
эксплуатировались в 1978 г., когда было осуществлено семь успешных
полетов. В последующие годы частота полетов существенно
снизилась, что было связано как с авариями (в 1977—1987 гг.
их произошло четыре), так и с другими причинами.
В конце 1970-х годов по мере завершения разработки
МТКС «Спейс Шаттл» NASA постепенно начало сокращать
объемы заказов РН. Это привело к тому, что основными гру-
грузами ракет «Атлас-Центавр» стали стационарные спутники
связи, в первую очередь коммерческие.
Однако вскоре в данном сегменте рынка у американских
компаний появился серьезный конкурент — европейский кон-
консорциум «Arianespace», предложивший ракеты «Ариан». По-
Поэтому у владельцев коммерческих спутников утвердилась прак-
практика конкурсного отбора транспортных систем для своих ап-
аппаратов. И все чаще заказы стали передаваться европейцам.
Так, например, если в 1965—1978 гг. все спутники связи
«Интелсат» одноименной международной организации выво-
выводились ракетами «Дельта» или «Атлас-Центавр» (в зависимо-
зависимости от массы КА), то в 1978 г. контракты на запуски двух из
девяти спутников модели «Интелсат-5» были заключены с кон-
консорциумом «Arianespace», а в 1985—1989 гг. ракеты «Ариан»
использовались для развертывания трех из шести аппаратов
«Интелсат-5А».
Остальные спутники «Интелсат-5А» массой 1,95 т выводи-
выводились ракетами «Атлас-Центавр». Однако для получения этого
заказа компании «General Dynamics» потребовалось создать
новую модель семейства— «Атлас-G», существенно отличав-
отличавшуюся от предыдущей (вкл. 36).
Топливный отсек первой ступени этой РН был удлинен на
2 м, а доработки двигательной установки увеличили тягу до
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯР» 309
199 т. Ступень «Центавр» также оснащалась новыми ЖРД —
и маршевыми, и вспомогательными. Для обеспечения стаби-
стабилизации и ориентации на блоке стали применяться более эф-
эффективные гидразинные двигатели (вместо ЖРД, работавших
на перекиси водорода). Основная же силовая установка комп-
комплектовалась двумя ЖРД модели RL-lOA-3-ЗАс тягой 7,5 т и
удельным импульсом 444,4 с при степени расширения сопла
61:1. Важной особенностью этих двигателей явилось отсутствие
бустерных насосов, что значительно упростило конструкцию
ступени.
В результате выполненных работ грузоподъемность раке-
ракеты «Атлас-G» со стартовой массой 162 т достигла требуемого
показателя 2—2,3 т на переходной орбите. Несмотря на вы-
высокие энергетические характеристики, за весь период эксп-
эксплуатации 1984—1989 гг. ракета «Атлас-G» применялась все-
всего семь раз.
Вторая половина 1980-х годов стала переломным време-
временем для всей аэрокосмической промышленности США. В це-
целях повышения рентабельности МТКС «Спейс Шаттл» NASA
практически полностью отказалось от использования РН сред-
среднего и тяжелого классов. В то же время, учитывая интересы
отечественных компаний, в 1984 г. правительством был при-
принят закон о коммерческих запусках, позволивший им само-
самостоятельно проводить старты своих ракет. Однако до конца
1980-х годов ни одного такого запуска в США не состоялось —
слишком сильна была конкуренция- со стороны МТКС, под-
поддерживаемой правительством, и ракет «Ариан», разработка
которых также финансировалась европейским сообществом.
А после катастрофы «Челленджера» и последовавшего за
ней затишья на американских космодромах бесспорным лиде-
лидером на рынке пусковых услуг стал консорциум «Arianespace».
Однако возникший в США кризис не следует считать един-
единственной причиной успешной деятельности этой организации.
Высокие энергетические характеристики ракет «Ариан»*,
* Эксплуатировавшаяся в 1984—1989 гг. ракета «Ариан-3» обес-
обеспечивала выведение на переходную орбиту спутников массой 2,6 т;
применявшиеся в течение 15 лет (с 1988 г.) шесть моделей семейства
«Ариан-4» имели грузоподъемность 1,9—4,72 т при стоимости запуска
40—110 млн долл. В 1996 г. был произведен первый старт ракеты
«Ариан-5», рассчитанной на выведение аппаратов массой до 6,8 т.
А. ШУМИЛИН
активная маркетинговая политика, создание эффективных
структур взаимодействия с заказчиками, включая учрежде-
учреждение собственных страховых и инвестиционных компаний, про-
проведение комплексного предполетного обслуживания полезно-
полезного груза на космодроме Куру (Французская Гвиана) — вот бла-
благодаря чему консорциум «Arianespace» многие годы
контролировал свыше 50% рынка коммерческих запусков.
В 1987 г., учитывая изменившуюся обстановку в стране
и на международном рынке, компания «General Dynamics»
объявила о начале производства 18 коммерческих ракет «Ат-
«Атлас-Центавр». Поскольку фирма не имела ни одного заказа
на запуск, проект стоимостью 100 млн долл. финансировал-
финансировался из ее собственных фондов.
Новая ракета, названная «Атлас-1», создавалась на базе
модели «Атлас-G». Отличительными особенностями этой транс-
транспортной системы стали головные обтекатели диаметром 3,3 м
и 4,2 м, применение лазерных гироскопов в системе наведе-
наведения и усовершенствованный блок обработки бортовой инфор-
информации.
Использование крупногабаритного обтекателя несколько
снизило грузоподъемность ракеты (до 2,2 т), тем не менее, уже
в конце 1987 г. фирма «General Dynamics» получила первый
заказ на коммерческий запуск; а к весне 1990 г. компания
располагала контрактами общей стоимостью 2,5 млрд долл. на
выведение 32 космических аппаратов.
Первый полет ракеты «Атлас-1», в ходе которого в космос
был выведен принадлежащий NASA научный спутник CRRES,
состоялся летом 1990 г.
Ракета «Атлас-1» и ее последующие модификации привлек-
привлекли заказчиков высокой надежностью (90% — при оценке все-
всего семейства «Атлас-Центавр»), умеренными ценами E5—
60 млн долл.) и достаточно точным соблюдением графика по-
полетов.
Последнее обеспечивалось, во-первых, наличием на м. Кана-
Канаверал двух стартовых площадок LC-36A и LC-36B, причем пер-
первая предназначалась в основном для запусков ракет с военными
грузами, а вторая для полетов с гражданскими спутниками. По-
Подобное распределение практически исключало вероятность отме-
отмены коммерческого старта из-за необходимости срочного выведе-
выведения приоритетного правительственного аппарата. Во-вторых, Ра'
кеты «Атлас» применялись только для запусков единичны*
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
объектов (при групповом выведении вероятность переноса стар-
старта значительно выше). И, в-третьих, компания «General
Dynamics» ставила перед собой достаточно умеренные задачи: с
двух площадок ежегодно планировалось производить до восьми
полетов, что предоставляло определенные резервы по времени
(основной же конкурент — консорциум «Arianespace» ориенти-
ориентировался на более интенсивную эксплуатацию своих РН: до 9 за-
запусков при одном стартовом комплексе).
Общая продолжительность работ по предполетной подго-
подготовке ракет «Атлас» занимала более двух месяцев. Основные
компоненты ракеты доставляются на м. Канаверал самолета-
самолетами С-5А. Установка первой ступени на стартовой площадке
производится за 71 день до намеченной даты запуска (Т=0).
Через два дня осуществляется подъем ступени «Центавр». Влуео-
мент Т-45 дней на РН монтируются теплоизолирующие пане-
панели и приборное оборудование. В Т-29 дней начинаются конт-
контрольные проверки бортовых систем в соответствии с процеду-
процедурами предстартового отсчета.
Предполетная подготовка большинства КА, выводимых в
космос с м. Канаверал (не только ракетами «Атлас»), осуще-
осуществляется на коммерческой основе фирмой «Astrotech Space
Operations». На стартовый комплекс LC-36 полезный груз до-
доставляется уже под головным обтекателем в герметизирован-
герметизированном состоянии; его монтаж на ракете производится за 13—
8 дней до запуска.
Значительная поддержка компании «General Dynamics» на
начальном этапе коммерческой деятельности была оказана со
стороны военных организаций. По десять ракет «Атлас» зака-
заказали ВМС и ВВС для выведения своих спутников связи UFO и
DSCS-3 соответственно. Однако условием получения первого
контракта было повышение грузоподъемности ракет до 2,8 т
на переходной орбите, а второго —- прямое выведение на ста-
Ционарную орбиту аппарата массой 1,2 т.
В проводившихся конкурсах компания «General Dynamics»
победила, представив новую модель семейства— «Атлас-2».
Первая ступень этой ракеты характеризуется увеличенным
топливным отсеком: бак кислорода был удлинен на 1,7 м, а
б*к керосина — на 1 м. В результате чего продолжительность
Работы блока возросла до 277 с.
Кроме того, на ступени стала применяться новая силовая
Остановка МА-5А (RS-56) общей тягой 220 т на уровне моря.
312
А. ШУМИЛИН
Двигательная установка МА-5А
Увеличение ее мощности обеспечили усовершенствованные
стартовые двигатели RS-56BA тягой по 96,5 т. Эти ЖРД были
созданы фирмой «Rocketdyne» на базе маршевого двигателя
RS-27 первой ступени ракеты «Дельта». Другим отличием ус-
установки МА-5А стало отсутствие верньерных двигателей; но
для управления РН по крену после сброса стартовых ЖРД
потребовалось установить на переходнике между ступеням**
комплект гидразинных двигателей малой тяги.
Схожие доработки были выполнены и со ступенью «Цей-
тавр». За счет удлинения баков масса топлива возросла на 3 ?»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
313
при этом было увеличено соотношение компонентов для мар-
маршевых ЖРД с 5 до 5,5. Среди прочих нововведений следует
отметить фиксированные теплоизолирующие панели.
Для доставки спутников DSCS на стационарную орбиту в
составе ракеты «Атлас-2» стал применялся дополнительный
разгонный блок IABS (Integrated Apogee Boost Subsystem), со-
созданный разработчиком этих аппаратов — фирмой «Lockheed
Martin Astro Space». На разработку и изготовление десяти лет-
летных образцов ступени было выделено 200 млн долл.
В полете ступень IABS стабилизируется вращением со ско-
скоростью 20 об/мин, управляющие команды поступают непос-
непосредственно от систем спутника DSCS. При переходе к стацио-
стационарной орбите изделие работает в течение 60 мин, затем после
некоторого участка пассивного полета проводится повторное
включение блока продолжительностью 80 с для коррекции
параметров орбиты. Отделившийся от ступени спутник DSCS
с помощью бортовых двигателей самостоятельно выводится в
заданную точку стояния (относительно земной поверхности).
Блок IABS высотой 0,69 м и диаметром 2,9 м имеет массу
1,52 т. Силовая установка изделия комплектуется двумя дви-
двигателями R-4D фирмы «Marquardt». Эти ЖРД тягой по 50 кг
работают на азотном тетроксиде и ММГ; запас топлива массой
1,25 т размещается в восьми сферических баках, наддутых ге-
гелием (установка использует вытеснительную систему подачи).
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
Двигательная установка МА-5А (RS-56)
Разработчик
Применение
Начало эксплуатации
Окислитель
Горючее
Схема
Состав
Обозначения ЖРД
«Сухая» масса, кг
Длина, м
«Rocketdyne»
первая ступень ракет «Атлас-2»
1991 г.
жидкий кислород
керосин RP-1
газогенераторная, без дожигания
2 стартовых
ЖРД
RS-56BA
2x805
3,43
Маршевый
ЖРД
RS-56SA
470
2,7
314
А. ШУМИЛИН
Максимальный
диаметр, см
Расход окислителя, кг/с
Расход горючего, кг/с
Соотношение компонентов
ТНА окислителя:
— мощность, кВт
— скорость вращения,
об/мин
— давление подачи, атм
ТНА горючего:
— мощность, кВт
— давление подачи, атм
Камера сгорания:
— давление, атм
— температура, °С
— материал
CRES
— охлаждение
Сопло:
— длина, м
— степень расширения
— материал
CRES
— охлаждение
Удельный импульс
в вакууме/на уровне моря, с
Тяга в вакууме/на уровне
моря, т
Максимальное время работы, с
119
505
224
2,25:1
2 х 1903
6730
70
2 х 1362
75
48
3316
аустенитная
сталь 347
регенеративное,
горючим
2,49
8:1
аустенитная
сталь 347
регенеративное,
горючим
295/263
214,3/193
167
117
90
38
2,27:1
846
10568
73
508
73
50
3316
никелевый
сплав 200
регенеративное,
горючим
2,49
25:1
никелевый
сплав 200
регенеративное,
горючим
309/220
38,2/27,4 __
368
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Увеличение массы стационарных спутников связи выну-
вынудило фирму «General Dynamics» продолжать модернизацию
своих транспортных систем. Уже в 1992 г. началась эксплуа-
эксплуатация новой модели семейства «Атлас-2А» грузоподъемностью
3 т на переходной орбите. Данная РН отличалась модернизи-
модернизированной силовой установкой ступени «Центавр», укомплек-
укомплектованной двигателями RL-10A-4 тягой по 9,4 тис удельным
импульсом 448,9 с. Улучшение энергетических характеристик
ЖРД было достигнуто за счет применения соплового насадка
из ниобия, который после развертывания доводил степень рас-
расширения сопла до 84:1. Ас 1995г. в составе ступени «Цен-
«Центавр» стали применяться усовершенствованные двигатели
RL-10A-4-1 тягой 10,1 т (вкл. 6).
В 1993 г. состоялся первый запуск самой мощной модели
семейства— ракеты «Атлас-2АБ», обеспечивающей доставку
на переходную орбиту спутников массой 3,7 т. Основным от-
отличием этой РН от модели «Атлас-2А» стало наличие четырех
стартовых ускорителей «Кастор-4А» тягой по 44,2 т каждый.
Каждый ТТУ крепится на трех силовых узлах. Два ниж-
нижних, размещенных на сбрасываемой хвостовой юбке, воспри-
воспринимают основные усилия от тяги изделия; верхний работает
лишь на поперечные нагрузки. Использование ускорителей по-
потребовало усиления конструкции ступени, что привело к уве-
увеличению ее массы на 1,7 т. Кроме того, на донном срезе дви-
двигательного отсека был установлен теплозащитный экран. В це-
целях снижения стартовых и тепловых перегрузок одновременно
с ЖРД первой ступени включаются только два ТТУ, осталь-
остальные же в полете. Для отвода пламени сопла ускорителей име-
имеют небольшой (до 11°) наклон от продольной оси изделия.
Для ракет «Атлас-2А8» определена следующая программа
полета (с указанием основных этапов предстартового отсчета):
Т-3 дня — заправка первой ступени керосином;
Т-515 мин — начало предпусковых операций;
Т-75 мин — заправка ступени «Центавр» жидким кислородом;
Т-55 мин — заправка первой ступени жидким кислородом;
Т-43 мин — заправка ступени «Центавр» жидким водородом;
Т-240 с — переключение оборудования первой ступени на
бортовые источники питания;
Т-135.С — наддув топливных баков;
Т-120 с — переключение оборудования ступени «Центавр»
на бортовые источники питания;
316
А. ШУМИЛИН
Т=0 — включение двигателей первой ступени и двух ТТУ;
Т+56 с — прекращение работы ТТУ;
Т+66,2 с — включение второй пары ТТУ;
Т+91,7 с — отделение первой пары ТТУ;
Т+122,5 с — прекращение работы второй пары ТТУ;
Т+126,2 с — отделение ТТУ;
Т+167,8 с — прекращение работы стартовых ЖРД;
Т+171 с — отделение хвостового отсека первой ступени,
Т+217,5 с — сброс головного обтекателя;
Т+283,4 с — прекращение ра-
работы маршевого ЖРД первой сту-
ступени;
Т+285,4 с — отделение первой
ступени;
Т+296 с — первое включение
ступени «Центавр»;
Т+588 с — отключение ступени;
Т+1420 с — второе включение
ступени «Центавр»;
Т+1521 с — прекращение ра-
работы ступени;
Т-Ы523с— стабилизация и
закрутка ступени «Центавр»;
Т+1656 с — отделение полез-
полезного груза;
Т+2256 с — маневр ухода сту-
ступени от полезного груза.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ
«АТЛАС-2А8»
Разработчик — «Lockheed
Martin».
Применение — выведение ста-
стационарных спутников среднего
класса.
Период эксплуатации —
1993—2004 гг.
Надежность 100% при 30 по-
Ракета «Атлас-2А8» летах.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Энергетические характеристики:
— низкая орбита наклонением 28,6° — 8,6 т;
— низкая орбита наклонением 90° — 7,2 т;
— переходная орбита — 3,81 т.
Стартовая масса-— 233,75т.
Высота — 47,5 м.
Диаметр центрального блока — 3,05 м.
Ускорители «Кастор-4А»
Высота— 11,3 м.
Диаметр — 1м.
Масса — 11,7 т.
Масса твердотопливного заряда — 10,2 т.
Тяга средняя — 44,2 т (на уровне моря).
Удельный импульс — 229 с.
Время работы — 56 с.
Первая ступень
Высота — 24,9 м.
Диаметр — 3,05 м.
Масса — 165,1 т.
Топливо — керосин RP-1 и жидкий кислород.
Масса топлива — 156,26 т.
Двигательная установка — МА-5А.
Тяга двух стартовых ЖРД — 193 т (на уровне моря).
Тяга маршевого ЖРД — 27,4 т (на уровне моря).
Время работы стартовых ЖРД — 167 с.
Время работы маршевого ЖРД — 277 с.
Вторая ступень «Центавр»
Высота — 10,1 м.
Диаметр — 3,05 м.
Масса— 18,8 т.
Топливо — жидкий водород и кислород.
Масса топлива — 17,1 т.
Двигательная установка— 2 ЖРД RL-10A-4-1.
Тяга в вакууме — 20,2 т.
Время работы около — 400 с.
Головной обтекатель (две модификации)
Высота — 12,2 м (основная), 10,4 м.
Диаметр — 4,2 м, 3,3 м.
Масса— 2 т, 1,37 т.
Материал — алюминиевый сплав.
А. ШУМИЛИН
Во многих отношениях проект «Атлас-2АЭ» стал этапным
событием не только для компании «General Dynamics», но и
для всей аэрокосмической промышленности. Во-первых, на
международном рынке пусковых услуг появилась американс-
американская транспортная система, способная конкурировать с боль-
большинством моделей ракет «Ариан». Во-вторых, успешное на-
начало эксплуатации ракеты «Атлас-2АЭ» завершило период ин-
интенсивных работ по модернизации семейства «Атлас-Центавр».
Четыре новые модели, введенные в эксплуатацию в четыре
года, без сомнения, можно назвать значительным производ-
производственным и коммерческим достижением компании «General
Dynamics». И, в-третьих, модель «Атлас-2АБ» оказалась пос-
последней РН, созданной под маркой «General Dynamics», — в
1994 г. аэрокосмическое подразделение Space Systems корпо-
корпорации «General Dynamics», выпускавшее ракеты «Атлас» и сту-
ступени «Центавр», было приобретено компанией «Martin
Marietta».
Данная сделка стоимостью 208 млн долл. качественно из-
изменила ситуацию на американском рынке средств выведения:
с тех пор два из трех основных семейств ракет-носителей («Ат-
(«Атлас» и «Титан») эксплуатируются одной организации.
За счет укрупнения компании повышают свою конкурен-
конкурентоспособность. После слияния в 1995 г. фирм «Martin Marietta»
и «Lockheed» владельцем ракет «Атлас», «Титан» и «Афина»
стала корпорация «Lockheed Martin».
Поскольку умеренные доработки уже не обеспечивали су-
существенного улучшения энергетических характеристик ракет
«Атлас», то новообразованная компания сразу же приступила
к изучению возможностей качественной модернизации моде-
моделей этого семейства.
Основное внимание специалистов уделялось вариантам за-
замены силовой установки первой ступени, полутораступенча-
тая схема которой давно стала морально и технически уста-
устаревшей. Среди требований, которые были предъявлены к но-
новым двигателям, назывались простота конструкции, низкая
стоимость изготовления, незначительные доработки ступени
«Атлас» и другие.
В объявленном конкурсе помимо фирмы «Rocketdyne» —-
разработчика ЖРД для всех моделей «Атлас» — приняли уча-
участие еще две компании, причем каждая из них предложила
использовать на будущих РН российские двигатели.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЩ5. 319
Фирма «Rocketdyne» подготовила проект силовой установ-
установки MA-5D, состоящей из двух ЖРД тягой по 195 т в вакууме
и общей массой 3,66 т.
В рамках соглашения, заключенного в 1993 г. с самарским
предприятием «Труд», фирма «Aerojet» занимается маркетин-
маркетингом двигателей НК-33, созданных в 1960-х годах для совет-
советской ракеты-носителя Н-1. На ракетах «Атлас» ею предлага-
предлагалось использовать два таких ЖРД, тяга каждого из которых
составляет 197 т в вакууме, а масса — 1,36 т.
Схожее соглашение с другой российской организацией —
НПО «Энергомаш» имеет и компания «Pratt and Whitney». Не-
Несмотря на широкую номенклатуру продукции российского
предприятия, наибольшее внимание американцев привлек про-
проект двухкамерного двигателя РД-180 тягой до 423 т в вакууме
и массой 4,37 т.
По итогам конкурса, проведенного компанией «Lockheed
Martin», наилучшим был признан последний вариант. И фир-
фирма «Pratt and Whitney» получила контракт на поставки ЖРД
для будущих ракет «Атлас-3».
Двигатель РД-180 был создан на базе четырехкамерной
силовой установки РД-170 тягой 806 т, используемой в насто-
настоящее время на первой ступени ракеты «Зенит» (изначально
же эта установка проектировалась для стартовых ускорителей
сверхтяжелой транспортной системы «Энергия», — см. вкл.
44). Наличие действующих сборочных линий явилось одним
из преимуществ этого ЖРД перед другими конкурентами (про-
(производство двигателей НК-33 давно прекращено, около ста при-
пригодных к эксплуатации изделий находятся в законсервирован-
законсервированном состоянии в России, а для выпуска двигателей MA-5D тре-
требовалась организация практически нового производства).
Двигатель РД-180 работает по замкнутой схеме с дожига-
дожиганием газогенераторного газа с избытком окислителя. Одноваль-
ный ТНА представляет собой сборку турбины и насоса окис-
окислителя с двухступенчатым насосом горючего. Бескавитацион-
ную работу ТНА обеспечивают бустерные насосы. Для
охлаждения камер сгорания и сопел применен регенератив-
регенеративный метод; в качестве охладителя используется горючее. Каж-
Каждая из камер ЖРД закреплена в карданных узлах, допускаю-
допускающих их качание в пределах ±8°.
Поскольку в отличие от установки МА-5А двигатель
РД-180 работает при ином соотношении компонентов топлива
B,72 против прежнего 2,27), то потребовалось увеличить бор-
А. ШУМИЛИН
товой запас окислителя. Это привело к удлинению топливно-
топливного бака компонента на 2,6 м.
В целом затраты на разработку и адаптацию двигателя
РД-180к ракете «Атлас-3» составили около 100 млн долл.
(из 300 млн долл., израсходованных на весь проект). Для орга-
организации закупок российских ЖРД компания «Pratt and
Whitney» и НПО «Энергомаш» образовали совместное предпри-
предприятие «RD-Amross». Подписанные этой фирмой с российской
стороной контракты предусматривают поставки 101 двигате-
двигателя на сумму около 1 млрд долл.
По своей мощности двигатель РД-180 превосходит харак-
характеристики силовой установки первой ступени и стартовых ус-
ускорителей модели «Атлас-2А8», вместе взятых. Несмотря на
существенно меньшую продолжительность работы этого ЖРД
A80 с против 280 с, как у установки МА-5А), скорость и вы-
высота полета ракеты «Атлас-3» в момент отделения первой сту-
ступени значительно выше, чем у указанной модели. За счет это-
этого представилась возможность использования на ракете «Ат-
«Атлас-ЗА» облегченной ступени «Центавр» с одним маршевым
двигателем RL-10A-4.
Подобная комплектация не только расширила возможнос-
возможности по экономичному выведению грузов (ибо вариант примене-
применения верхней ступени с двумя ЖРД по-прежнему остался рабо-
рабочим), но и позволила существенно упростить конструкцию но-
новой РН: вместо девяти двигателей, использовавшихся на
предшествующем изделии, она комплектуется двумя; общее
же число ее сборочных элементов снизилось на 15 тыс.
Но даже и в этой «уцрощенной» конфигурации грузоподъ-
грузоподъемность ракеты «Атлас-ЗА» со стартовой массой 243 т превы-
превысила показатели модели «Атлас-2Ав» более чем на 300 кг и
достигла 4 т на переходной орбите.
Отличительной особенностью двигателя РД-180 является
широкий диапазон дросселирования тяги: 40—105% от номи-
номинального значения. Такие возможности позволяют в оптималь-
оптимальном (по перегрузкам) режиме производить выведение КА. Бо-
Более того, при расчетном режиме полета ракеты «Атлас-3» мак-
максимальная тяга ЖРД не превышает 85—90%.
Для ракеты «Атлас-ЗА» рассчитана следующая типовая
схема полета:
Т=0 — старт ракеты при уровне тяги первой ступени 75% 5
Т+4,8 с — увеличение тяги маршевого двигателя до 85%;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
321
Т+13 с — начало разворо-
разворота по тангажу;
Т+32,4с— нулевой угол
атаки;
Т+44,2 с — снижение тяги
ЖРД до 61% перед участком
максимальных аэродинами-
аэродинамических нагрузок;
Т+67,6 с — увеличение
тяги до штатного режима
(85%);
Т+148с— этап макси-
максимальных перегрузок (до 5g),
начало постепенного сниже-
снижения тяги;
Т+185с— прекращение
работы первой ступени и ее
отделение;
Т+200 с — первое включе-
включение ступени «Центавр»;
Т+210 с — сброс головно-
головного обтекателя;
Т+760,2 с — останов мар-
маршевого ЖРД ступени;
Т+1450 с — повторное
включение ступени «Цен-
«Центавр»;
Т+1625,3 с — прекраще-
прекращение работы ступени.
Первый старт ракеты «Ат-
лас-ЗА» со штатным спутни-
спутником связи был успешно осу-
осуществлен в мае 2000 г. По сло-
словам представителей компании
«Lockheed Martin», несмотря
на то что затраты на проведе-
проведение полета превысили 100 млн
Долл., средняя цена на эти РН
Для коммерческих заказчиков
составит около 85 млн долл.
Запуски ракет «Атлас-3»
На м. Канаверал производят-
П- 1179 Шумилин
Старт ракеты «Атлас-3»
А. ШУМИЛИН
ся с модернизированной стартовой площадки LC-36B; распо-
расположенный рядом комплекс LC-36A до 2004 г. использовался
для полетов моделей «Атлас-2А». Поскольку в сравнении с
последними ракета «Атлас-3» имеет большую высоту E2 м),
то наибольший объем работ на площадке 36В был связан с усо-
усовершенствованием передвижной башни обслуживания, высо-
высота которой была увеличена с 64 м до 75 м при общей массе
1800 т. Несмотря на это, разработчикам удалось на 380 м2
уменьшить площадь внешней поверхности башни. За счет та-
такого снижения «парусности» стало возможным увеличить до-
допустимые ветровые нагрузки при проведении предстартовых
операций — теперь эти работы можно выполнять при скорос-
скорости ветра 54 км/ч, тогда как ранее этот показатель определял-
определялся 47 км/ч.
Кроме того, при неблагоприятных метеорологических ус-
условиях башня обслуживания может находиться на пусковой
площадке практически до момента старта РН, выполняя тем
самым роль защитного экрана. При этом даже допускается
проведение заправки ракеты топливом. В таких случаях от-
отвод башни от пускового устройства можно осуществлять за
20 мин до запуска.
Отличительной особенностью выполненных за три года
на стартовом комплексе работ стало то, что они проводи-
проводилась без прекращения полетов РН. Строительно-монтажные
операции на площадке приостанавливались лишь с началом
предстартового отсчета и возобновлялись спустя 2-3 часа
после запуска.
В феврале 2002 г. со стартовой площадки 36В был произ-
произведен первый запуск ракеты «Атлас-ЗВ», основным отличием
которой стала ступень «Центавр» с двумя маршевыми двига-
двигателями RL-10A-4-1B. Энергетические характеристики блока
также были улучены за счет удлинения топливного отсека на
1,7 м. За счет этого возможности ракеты «Атлас-ЗВ» по выве-
выведению грузов на переходную орбиту по сравнению с базовым
изделием возросли с 4 до 4,5 т; стартовая же масса модели со-
составила 246 т, а высота — 53,7 м.
В ходе осуществленного полета продолжительность рабо-
работы ступени «Центавр» существенно сократилась: после отде-
отделения первой ступени блок проработал 5 мин и вышел на опор-
опорную орбиту 182 х 190 км. Затем после пассивного участка дли-
длительностью около 15 мин последовало повторное двухминутное
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *вЖ 323
включение маршевых ЖРД. Отделение полезного груза про-
произошло на 28 мин после старта.
Проект «Атлас-ЗВ» стал важным этапом программы созда-
создания РН семейства «Атлас-5». 'Последние транспортные систе-
системы, разработанные компанией «Lockheed Martin» по програм-
программе EELV, также комплектуются российскими ЖРД и ступе-
ступенью «Центавр», полностью идентичной той, которая
используется в составе ракеты «Атлас-ЗВ». Таким образом, в
результате успешного запуска этой модели около 85% элемен-
элементов РН «Атлас-5» прошли летные испытания.
Успешный запуск ракеты «Атлас-ЗВ» значительно укре-
укрепил коммерческие позиции корпорации «Lockheed Martin».
В результате многолетней целенаправленной работы по усовер-
усовершенствованию средств выведения влияние компании на меж-
международном рынке пусковых услуг существенно возросло, на-
намного превзойдя определенные в начале 1990-х годов показа-
показатели — проведение 20% коммерческих стартов.
В то же время при оценке достижений корпорации необ-
необходимо учитывать ту огромную роль, которую сыграло со-
сотрудничество с российскими предприятиями, и не только в
деле модернизации ракет «Атлас».
В 1993 г. еще до слияния с компанией «Martin Marietta»
корпорация «Lockheed» образовала с Научно-производствен-
Научно-производственным центром им. М.В. Хруничева и НПО «Энергия» совмест-
совместное предприятие «Lockheed-Khrunichev-Energia International»
(LKEI) для продвижения ракет «Протон» на международном
рынке (Центр Хруничева является разработчиком этих РН, а
НПО «Энергия» поставляет к ним верхние ступени).
В 1995 г. корпорация «Lockheed Martin» преобразовала это
предприятие в фирму «International Launch Services» (ILS) с
более широкими полномочиями и задачами. С тех пор фирма
ILS занимается согласованным маркетингом ракет «Протон»
и «Атлас», представляя интересы учредителей на конкурсах
средств выведения.
Благодаря высоким энергетическим характеристикам ра-
ракеты «Протон-К» D,3 т на переходной орбите), выбранная
стратегия оправдала себя в полной мере: уже к концу 1995 г.
Фирма располагала заказами на выведение этими РН в пос-
ЛеДующие три года десяти коммерческих аппаратов, а об-
Щая стоимость подписанных контрактов составила около
1 млрд долл.
А. ШУМИЛИН
После начала эксплуатации ракет «Атлас-3» они также были
переданы в ведение фирмы ILS. За счет сопоставимых энерге-
энергетических характеристик этих моделей с российскими РН те-
теперь предоставляются более широкие возможности по взаим-
взаимной подмене этих транспортных систем, например в случае заг-
загруженности или приостановления полетов какой-либо из них.
Подобная практика, позволяющая сократить задержки с
запусками КА, впервые была применена в отношении спутни-
спутника DirecTV-5, который сначала планировалось вывести раке-
ракетой «Атлас-2А8» в 2001 г. Однако своевременно аппарат не
был подготовлен к запуску, а напряженный график полетов
американских РН не позволял осуществить старт в ближай-
ближайшее время. Для ускорения сроков развертывания спутника
заказчикам было предложено (в соответствии с особой статьей
контракта) использовать в качестве средства выведения раке-
ракету «Протон». В результате запуск аппарата был произведен
весной 2002 г. с космодрома Байконур.
Активизация деятельности компании ILS на рынке пуско-
пусковых услуг не замедлила принести свои плоды. В 2000 г. фир-
фирма осуществила 8 успешных стартов ракет «Атлас» и 6 поле-
полетов ракет «Протон», в 2001 г. 4 и 2 запуска этих ракет, соот-
соответственно. Несмотря на общее снижение грузопотока в космос,
в 2001 г. объем продаж компании ILS превысил доходы глав-
главного конкурента— консорциума «Arianespace». Таким обра-
образом, впервые за последние полтора десятилетия лидерство на
рынке коммерческих запусков перешло к российско-американ-
российско-американскому предприятию.
В 2001 г. состоялся первый полет ракеты «Протон-М», ос-
оснащенной новой верхней ступенью «Бриз-М». В такой комп-
комплектации данная транспортная система обеспечивает выведе-
выведение на переходную орбиту спутников массой 5,5 т. Поэтому
теперь компания ILS может конкурировать с самой мощной
ракетой европейского консорциума— «Ариан-5».
. С началом эксплуатации ракет «Атлас-5» их маркетингом
также занимается фирма ILS.
Эксплуатация модели «Атлас-2АЭ» — последней преемни-
преемницы легендарной МБР — завершилась в августе 2004 г., осуще-
осуществленный тогда полет стал 63 для серии «Атлас-2», надеж-
надежность которой составила 100%, и 584 стартом — за всю исто-
историю семейства «Атлас» начиная с июня 1957 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«ДЕ» 3 2 5
РАКЕТЫ СЕМЕЙСТВА «ТИТАН».
Как и семейство «Атлас», ракеты «Титан» берут свое нача-
начало от МБР. Программа разработки ударной системы «Титан-1»
была утверждена в 1955 г. в качестве дублирующего варианта
проекта «Атлас». Новая баллистическая ракета, образовавшая
систему оружия WS-107A-2, получила обозначение SM-68.
Входе реализации программы «Титан», головным испол-
исполнителем которой стала компания «Martin» (с 1961 г. — «Martin
Marietta»), решалась задача создания МБР принципиально
иной по отношению к ракете «Атлас» схемы. Так, например,
изначально предполагалось шахтное базирование новой МБР,
но с проведением старта с поверхности земли. Изделие долж-
должно было комплектоваться двумя кислородно-керосиновыми
ступенями последовательного включения (то есть запуск вто-
второй ступени производился уже в полете) и т.п.
В ходе разработки ракет «Титан-1» также осваивались но-
новые методы производства и технологические операции. В ка-
качестве конструкционного материала несущих баков обеих сту-
ступеней был выбран алюминиевый сплав 2014 с большим со-
содержанием меди. При изготовлении панелей баков из этого
сплава использовалось уникальное по тем временам формо-
формовочное оборудование и прессы. Полученные заготовки под-
подвергались химическому фрезерованию, а сборка панелей про-
проводилась электродуговой сваркой вольфрамовым электродом
в инертном газе.
За счет использования новейших технологий и двухступен-
двухступенчатой схемы ракета «Титан-1» имела в сравнении с МБР «Ат-
«Атлас» лучшие и конструктивные, и энергетические показате-
показатели. При стартовой массе 100 т новая ударная система высотой
30 м обеспечивала доставку боезаряда массой 2,26 т на рассто-
расстояние свыше 10 тыс. км.
Первая ступень диаметром 3,05 м и высотой 17,4 м комп-
комплектовалась двумя двигателями LR-87-AJ-1 тягой по 68 т на
Уровне моря. На второй ступени диаметром 2,44 м применял-
применялся один маршевый двигатель LR-91-AJ-1 тягой 36,3 т в вакуу-
вакууме. Разработчиком силовых установок обеих ступеней, исполь-
использовавших турбонасосную систему подачи топлива, являлась
компания «Aerojet-General».
МБР «Титан-1» оснащалась радиоинерциальной системой
Заведения фирмы «Bell Telephone Laboratories» (BTL). Управ-
Управление ракетой осуществлялось маршевыми ЖРД ступеней,
А. ШУМИЛИН
закрепленными в карданных подвесах (угол поворота камер
составлял 3—5°). Стабилизацию второй ступени по каналу кре-
крена обеспечивали четыре реактивных сопла, работавшие на га-
газогенераторном газе. Эти же сопла также выполняли роль вер-
верньерных двигателей перед отделением головной части. Актив-
Активный участок первой ступени длился 150 с, второй 180 с.
Летные испытания экспериментальных моделей МБР «Ти-
тан-1» успешно начались в феврале 1959 г. на м. Канаверал.
Сначала отрабатывалась только первая ступень, которая не-
несла заполненный водой макет второй ступени. При четвертом
старте впервые было произведено разделение ступеней с ис-
использованием вспомогательных ракетных двигателей. К испы-
испытательным полетам полностью укомплектованной МБР при-
приступили в 1960 г. В общей сложности на этапе летной отра-
отработки и в период штатной эксплуатации в 1962—1965 гг. было
произведено 67 испытательных лли контрольно-тренировочных
стартов МБР.
Несмотря на то что энергетические характеристики раке-
ракеты «Титан-1» позволяли доставлять на низкую околоземную
орбиту грузы массой 2,5 т, эта МБР стала единственной из раз-
разработанных в конце 1950-х — начале 1960-х годов боевых си-
систем, которая не нашла своего применения в качестве сред-
средства выведения КА.
Программа «Титан» качественно отличалась от проекта
«Атлас» и по общей концепции своего дальнейшего развития.
Если эксплуатационные модели ракет «Атлас» создавались
путем последовательной модернизации бортовых систем и на-
наземного комплекса, то МБР «Титан-1» сразу же рассматрива-
рассматривалась как базовое изделие для ударной системы второго поко-
поколения «Титан-2» (позднее от такой классификации этих ракет
отказались).
Среди основных требований, определенных для МБР «Ти-
«Титан-2», следует назвать увеличение массы боезаряда и дально-
дальности действия, применение инерциальной системы наведения
повышенной точности, сокращение времени на проведение стар-
старта до 1 мин за счет запуска изделия непосредственно из шах-
шахты (для ракет «Атлас» и «Титан-1» продолжительность пред-
предпусковых операций составляла 15 мин), снижение численнос-
численности боевого расчета до 2—3 человек (стартовая команда звена
из трех МБР «Атлас» насчитывала в своем составе 16 чело-
человек, а звена ракет «Титан-1» — 10 специалистов) и прочее.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Другой особенностью МБР ¦ Титан-2», проектные работы
по которой начались в 1958 г., являлось то, что она сразу же
создавалась в эксплуатационном варианте. Поэтому значитель-
значительный объем натурных испытаний, включая отработку запуска
из шахты, проводился с ракетами «Титан-1».
Для обеспечения заданных эксплуатационных характери-
характеристик МБР «Титан-2» (LGM-25C) потребовалось применение
новых компонентов топлива — азотного тетроксида и «аэро-
зина-50», представляющего собой равнодольную смесь гидра-
гидразина и НДМГ. Эти самовоспламеняющиеся, стабильные по вре-
времени компоненты позволили постоянно держать МБР в за-
заправленном состоянии, что наряду с шахтным запуском
обеспечило значительное сокращение периода предстартовых
операций.
Первая ступень МБР «Титан-2» комплектуется двумя дви-
двигателями LR-87-AJ-5 фирмы «Aerojet». Каждый из этих ЖРД
тягой по 97,5 т закреплен в карданном подвесе и оснащается
собственным ТНА, газогенератором, пороховым стартером для
раскрутки турбины и прочими элементами.
Маршевый ЖРД второй ступени LR-91-AJ-5 тягой 45,4 т
представляет собой уменьшенную модель двигателя с первой
ступени. Некоторым его конструктивным отличием является
сопловой насадок с абляционной теплозащитой. Кроме того,
силовая установка ступени предусматривала использование
одного управляющего сопла вместо четырех, как на МБР «Ти-
«Титан-1». За счет вращения сопло обеспечивало стабилизацию
блока по крену.
По сравнению с предшественницей компоновка ракеты
«Титан-2» претерпела существенные изменения. Топливный
отсек первой ступени был удлинен примерно на 3 м. Габариты
второй ступени увеличились и по длине (до 6,1 м), и по диа-
метРУ (до 3,05 м). Тем не менее с новой головной частью дли-
длина МБР составила 31,4 м.
Также были внесены коррективы и в схему разделения сту-
ступеней. Если на ракете «Титан-1» запуск маршевого ЖРД вто-
второй ступени производился лишь после увода блока от первой
ступени на расстояние не менее 4,5 м (эта задача решалась с
помощью РДТТ малой тяги, которые также обеспечивали осад-
КУ топлива), то на МБР «Титан-2» было реализовано так на-
называемое горячее разделение с включением маршевого двига-
двигателя верхней блока до разрыва силовых связей с первой сту-
328
А. ШУМИЛИН
пенью. Для отвода пламени ЖРД использовались специаль-
специальные окна в переходном отсеке между ступенями. Кроме того,
для исключения столкновения при разделении первая ступень
оснащалась тормозными двигателями.
Инерциальная система наведения МБР «Титан-2» была
разработана фирмой «AC Spark Plug» (в начале 1980-х годов
на ракетах был установлен модернизированный вариант сис-
системы компании «Delco»). Схема управления МБР в полете ос-
осталось такой же, как и на предшествующей модели: повора-
поворачиваемые маршевые ЖРД ступеней и управляющее сопло на
второй; коррекция скорости изделия перед отделением боеза-
боезаряда осуществлялась верньерными РДТТ.
Первый испытательный полет ракеты «Титан-2» состоял-
состоялся весной 1962 г., а год спустя эта ударная система была при-
принята на вооружение. При стартовой массе 149,7 т МБР «Ти-
«Титан-2» обеспечивала доставку боевой части массой 3,7 т на рас-
расстояние свыше 15 тыс. км.
В 1960 г. общие затраты на
всю программу «Титан» оце-
оценивались в 4,9 млрд долл.
(или около 23 млрд долл. в
ценах 2000 г.).
Еще на стадии разработки
МБР «Титан-2» была выбрана
NASA в качестве средства вы-
выведения пилотируемых кораб-
кораблей «Джемини». Данное реше-
решение было обусловлено высокой
надежностью проектировавше-
проектировавшегося изделия. Тем не менее
для проведения пилотируемых
полетов потребовались некото-
некоторые дополнительные меропри-
мероприятия. В частности, большин-
большинство основных систем ракеты
были сдублированы, марше-
маршевые ЖРД оснащены системой
обнаружения неисправностей,
инерциальная система наведе-
наведения заменена на радиокоман-
МБР «Титан-2» дную, тормозные и верньер-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ные двигатели были демонтированы. В 1964—1966 г. по про-
программе «Джемини» было осуществлено 12 успешных стартов
РН «Титан-2», из которых первые два носили статус испыта-
испытательных и проводились в беспилотном варианте.
В последующие два десятилетия ракета «Титан-2» для ор-
орбитальных полетов не применялась. Лишь в 1986 г., за год до
снятия МБР с вооружения, ВВС заключили с компанией
«Martin Marietta» контракт стоимостью 484 млн долл. на под-
подготовку восьми ракет к выведению КА, а также на модерниза-
модернизацию для их запусков стартового комплекса SLC-4W на базе
Ванденберг. Позднее объем заказа увеличился до 14 изделий
(всего в распоряжении ВВС тогда находилось 55 списанных
МБР), а стоимость контракта возросла до 639 млн долл.
Основные изменения в конструкции ракеты, названной
«Титан-2G» (или «Титан-230»), пришлись на вторую ступень —
на ней был установлен переходник для монтажа полезного гру-
груза, усовершенствованная система стабилизации, а также тор-
тормозные двигатели; в то же время верньерные РДТТ были сня-
сняты. Ракета могла оснащаться различными обтекателями еди-
единого диаметра 3,05 м и длиной 6,1—9,2 м.
В стандартном двухступенчатом варианте ракета «Титан-2О»,
стоимость запуска которой определялась в 33—36 млн долл.,
обеспечивала доставку на полярную орбиту высотой 185 км
спутников массой 2,18 т; в комплектации с дополнительным
разгонным блоком «Стар-37» ее возможности по выведению
грузов на солнечно-синхронную орбиту высотой 546 км возра-
возрастали до 3 т.
Первый старт ракеты «Титан-2О» состоялся в 1988 г., пос-
последний — осенью 2003 г. За это время состоялись полеты 13 ра-
ракет (одна осталась неиспользованной), причем все они были
успешными. Основными грузами данных транспортных сис-
систем стали спутники разведки и метеонаблюдения.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «THTAH-2G»
Разработчик— «Lockheed Martin».
Применение — выведение спутников легкого класса на по-
полярные орбиты.
Стоимость — 33 млн долл. (для военных организаций).
Период эксплуатации — 1988—2003 гг.
Надежность — 100% (при 13 стартах).
А. ШУМИЛИН
Стартовый комплекс — SLC-4W (база Ванденберг).
Энергетические характеристики — 2,36 т (орбита высотой
185 км и наклонением 63,5°); 3 т (солнечно-синхронная орби-
орбита, с дополнительной третьей ступенью); 3,18 т (орбита высо-
высотой 185 км и наклонением 28,6°, с м. Канаверал).
Стартовая масса — 156 т.
Высота — до 36 м.
Диаметр — 3,05 м.
Первая ступень
Двигатели — 2 х LR-87-AJ-5.
Высота — 21,4 м.
Диаметр — 3,05 м.
Масса конструкции — 4,22 т.
Топливо— азотный тетроксид + «аэрозин-50».
Масса топлива — 118,3 т.
Тяга — 195,2 т (на уровне моря).
Время работы — 158 с.
Вторая ступень
Двигатель — LR-91-AJ-5.
Высота — 12,2 м.
Диаметр — 3,05 м.
Масса конструкции — 2,86 т.
Топливо— азотный тетроксид Н- «аэрозин-50».
Масса топлива — 28,44 т.
Тяга — 45,4 т (в вакууме).
Время работы — 175 с.
Проявившееся в начале 1960-х годов нежелание военного
ведомства использовать ракету «Титан-2» для выведения КА
объясняется не столько ее технико-эксплуатационными харак-
характеристиками, сколько доминировавшей концепцией интенсив-
интенсивного наращивания потенциала ракетно-космических систем.
Подготовленные тогда оценки перспективного (до 1975 г.) гру-
грузопотока в космос выявили необходимость создания универсаль-
универсальной ракеты-носителя SSLS («Standard «Space Launch» System»),
которая позволила бы выводить различные объекты, в том чис-
числе и пилотируемые, в самом широком диапазоне масс от 400 кг
до 11,3 т. Среди других требований, к ней предъявлявшихся,
назывались: высокие показатели по надежности и оперативно-
оперативности запуска, использование освоенных технологий, а также низ-
низкая стоимость разработки и эксплуатации.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Проведя сравнительный анализ различных проектных схем
SSLS на базе таких ракет, как «Сатурн», «Поларис» и «Ти-
«Титан», ВВС отдали предпочтение последнему варианту. В соот-
соответствии с замыслом новая транспортная система, положив-
положившая начало семейству ракет «Титан-3», должна была комп-
комплектоваться по блочному принципу ,в зависимости от задач
конкретного полета. Целью первого этапа работ по программе
с военным обозначением 624А являлось создание трехступен-
трехступенчатой РН «Титан-ЗА», представлявшей собой сборку ракеты
«Титан-2» с жидкостным разгонным блоком.
Доработки ракеты «Титан-2» были связаны в основном с
усилением ее конструкции, что привело к увеличению «сухой»
массы первой и второй ступеней на 1,34 т и 0,48 т. Кроме того,
со второй ступени было демонтировано оборудование служеб-
служебных систем, располагавшееся в межбаковом отсеке. Это дало
возможность несколько удлинить топливные баки и увеличить
запас топлива, в результате чего продолжительность работы
ступени составила 205 с.
Верхняя ступень ракеты «Титан-ЗА» и последующих ее
модификаций предназначалась для решения широкого круга
задач: прямого выведения грузов на рабочие орбиты, включая
стационарную, на траектории межпланетных перелетов, а так-
также для орбитального маневрирования. В связи с этим требо-
требовалось обеспечить высокую надежность и универсальность но-
нового разгонного блока, возможности повторного его запуска в
космосе после продолжительного пассивного участка, низкую
стоимость изготовления и т.п.
В конкурсе на разработку верхней ступени РН «Титан-3»
принимали участие несколько фирм, в том числе и компания
«Lockheed» с усовершенствованной ступенью «Аджена». Тем
не менее выбор пал на проект «Транстейдж», подготовленный
фирмами «Martin Marietta» и «Aerojet».
Ступень «Транстейдж» имела высоту 4,57 м, а ее диаметр
C,05 м) соответствовал нижним ступеням ракеты. При общей
массе 12,34 т на топливо (азотный тетроксид и «аэрозин») при-
приходилось 10,65 т.
Силовая установка блока «Транстейдж» комплектовалась
двумя двигателями AJ10-138 тягой по*3,6 тис удельным им-
импульсом 302,2 с в вакууме. Среди других характеристик этих
ЖРД, каждый из которых закреплялся в карданном подве-
подвесе, известны следующие: масса— 96 кг, высота— 2,05 м,
332
А. ШУМИЛИН
Ступень «Транстейдж»
диаметр — 1,2 м, давление в камере сгорания — 7,4 атм, ди-
диаметр критического сечения сопла — 18,8 см, степень расши-
расширения сопла— 40:1.
В сравнении со ступенью «Аджена» выбранная схема си-
силовой установки блока «Транстейдж» с двумя качаемыми и
меньшими по тяге ЖРД предоставила определенные преиму-
преимущества: была уменьшена длина хвостового отсека, а также
исключена необходимость применения дополнительных дви-
двигателей или сопел для управления изделием по крену. На пас-
пассивном участке полета ориентацию ступени «Транстейдж» в
плоскостях тангажа и рыскания обеспечивали две пары дви-
двигателей тягой по 20,4 кг (они же осуществляли осадку топли-
топлива перед включением маршевых ЖРД), а в плоскости крена —
четыре двигателя тягой 11,3 кг каждый. Топливо для этих
ЖРД (та же пара: азотный тетроксид и «аэрозин») хранилось
в отдельных баллонах Г
Бортовой запас топлива основной силовой установки сту-
ступени, рассчитанной на работу в течение 440 с, размещался в
двух закрепленных на ферме титановых баках. Для упроще-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ния конструкции двигателей использовалась вытеснительная
подача компонентов.
Все основные системы управления ракетой «Титан-ЗА»,
включая инерциальную систему наведения, размещались в
приборном отсеке ступени «Транстейдж». Этот отсек, представ-
представлявший собой отдельный технологический элемент, монтиро-
монтировался на силовом каркасе двигательной установки.
Ракета «Титан-ЗА» являлась опытным прототипом централь-
центрального блока более мощной транспортной системы «Титан-ЗС».
Тем не менее в двух из четырех осуществленных в 1964—1965 гг.
полетах, первый из которых закончился неудачей, ракета «Ти-
«Титан-ЗА» вывела в космос штатные спутники легкого класса;
грузоподъемность этой ракеты определялась 2,6 т на низкой
орбите.
Создание ракеты «Титан-ЗС» рассматривалось основной
задачей программы 624А, стоимость которой была определена
1 млрд долл. (в ценах 1962 г.), или около 4,62 млрд долл. (по
курсу 2000 г.). Высокие энергетические характеристики этой
модели A3 т на низкой орбите и 1, 4 т на стационарной) были
достигнуты за счет использования двух твердотопливных ус-
ускорителей тягой по 453 т, которые обеспечивают старт и подъем
ракеты массой 630 т на высоту около 40 км.
Разработка столь мощных РДТТ стала не только ключе-
ключевым элементом программы «Титан-3», но и в некоторой сте-
степени предопределила дальнейшее развитие американских ра-
ракетно-космических систем.
Основные технико-эксплуатационные требования, предъяв-
предъявлявшиеся к стартовым ускорителям ракеты «Титан-ЗС», были
таковы:
— ТТУ диаметром 3,05 м должны комплектоваться четырь-
четырьмя взаимозаменяемыми секциями, верхним днищем и ниж-
нижней секцией с соплом (четырехсекционный ускоритель явля-
является промежуточным вариантом и должен допускать возмож-
возможность установки еще одной секции);
— масса четырех- и пятисекционного ускорителя— 170т
и 204 т;
— относительная масса топлива для четырех- и пятисек-
пятисекционного ускорителя — 0,88 и 0,89;
— продолжительность работы — 100—110 с;
— удельный импульс — около 260 с;
334 J^fa» А. ШУМИЛИН
— управление вектором тяги — за счет впрыска рабочего
тела в сопло;
— гарантийный срок хранения при влажности 50% и тем-
температурном диапазоне —- 15—31 °С один год;
— возможность транспортировки — автомобильными, же-
железнодорожными, морскими и воздушными средствами.
Несмотря на высокую сложность проекта, весной 1962 г.
заказ на создание ТТУдля ракеты «Титан-ЗС» был передан
молодой корпорации «United Technology Corp.» (UTC). Благо-
Благодаря подбору высокопрофессиональных специалистов, актив-
активному освоению новых технологий эта компания за четыре года
существования сумела добиться значительных успехов в обла-
области РДТТ.
Уже в феврале 1963 г. компания UTC на своей техниче-
технической базе «Койот» в Сан-Хосе (шт. Калифорния) успешно про-
провела первое огневое испытание единичной секции будущего
ускорителя. Блок диаметром 3,05 м и высотой 3,2 м снаряжал-
снаряжался топливным зарядом массой 32,6 т. В комплектации с верх-
верхним днищем и сопловой частью такой РДТТ общей массой 50 т
проработал в течение 120 с, поддерживая тягу около 113,3 т.
Спустя пять месяцев состоялся первый стендовый запуск
полномасштабного пятисекционного ТТУ. Созданный за три
года ускоритель UA-1205 имел следующие характеристики:
высота — 25,9 м, диаметр — 3,05 м, общая масса — 226 т,
тяга — 453 т, продолжительность работы — 110 с.
РДТТ ускорителя снаряжался смесевым топливом на ос-
основе перхлората аммония и полибутадиен-акрилонитрила с
алюминиевыми добавками. Перед заливкой топлива в сек-
секции ТТУ стенки стального корпуса покрывались теплоизоля-
теплоизоляцией из каучука Buna-N с кремниевым наполнителем, а так-
также специальным составом для улучшения сцепления заряда
с корпусом.
Канал горения верхней секции имеет звездообразное сече-
сечение, а нижних — круглую со средней толщиной свода заряда
92 см. Форма каналов определялась исходя из требуемого за-
закона изменения тяги ускорителя: при старте — пиковое зна-
значение 600 т, спустя секунду — 575 т, 453 т в момент Т+42 с,
385 т при Т+100 с и около 30 т в момент отделения ТТУ от
ракеты на 120 с полета.
Небольшой заряд верхнего днища имеет более сложную
форму, поскольку в нем предусмотрены каналы к заглушкам,
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДК 3 3 5
обеспечивающим обнуление тяги ускорителя перед его отде-
отделением или при возникновении аварийной ситуации.
Нижняя секция ТТУ комплектуется фиксированным со-
соплом длиной 3,3 м, расположенным под небольшим углом к
продольной оси изделия. При диаметре выходного сечения
около 2,7 м степень расширения сопла составляет 8:1.
Для управления вектором тяги ускорителя был применен
впрыск азотного тетроксида в закритическую часть сопла.
Этот компонент хранится в баке цилиндрического контейне-
контейнера высотой 12,1 м, закрепленном на корпусе ТТУ. Подача ра-
рабочего тела к соплу осуществляется за счет наддува бака азо-
азотом из отдельной емкости, расположенной в верхней части
контейнера.
Впрыск азотного тетроксида в струю истекающих газов
производится через 24 форсунки, расположенных в сечении
сопла со степенью расширения 3,5:1. Оснащенные электромаг-
электромагнитными клапанами форсунки работают по квадрантам груп-
группой из шести устройств. При выбросе компонента в поток пла-
пламени образуется ударная волна, по которой поток может от-
отклоняться на угол до 5°, возникающая при этом поперечная
сила достигает значения в 50 т. Кроме того, азотный тетрок-
сид, являясь окислителем, создает небольшую дополнитель-
дополнительную тягу примерно в 1,8 т.
Перед завершением работы ТТУ для увеличения тяги и
облегчения массы изделия перед отделением оставшийся в баке
компонент равномерно сбрасывается через все форсунки. Увод
отделившихся от РН ускорителей обеспечивают блоки из че-
четырех тормозных РДТТ тягой по 2 т, которые расположены в
носовой и хвостовой части каждого ТТУ. Эти двигатели мас-
массой по 38,5 кг имеют длину 1,5 м и диаметр 15 см.
Применение мощных ускорителей потребовало доработок
первой ступени ракеты. В частности, во избежание перегрева
маршевых ЖРД на них монтировался защитный кожух, а на
выступающие из него сопла устанавливались теплоизоляци-
теплоизоляционные панели. Зазор между днищем кожуха и соплами
закрывался эластичным уплотнением, не препятствующим по-
поворотам двигателей, но предотвращающим попадание продук-
продуктов горения ТТУ в хвостовой отсек. В этих же целях в крити-
критическом сечении самих ЖРД устанавливались вышибные заг-
заглушки.
336
А. ШУМИЛИН
Для первой ступени ракеты «Титан-ЗС» были подготовлены
маршевые двигатели LR-87-AJ-9 общей тягой 214 т (в вакуу-
вакууме), а на второй ступени использовался ЖРД LR-91-AJ-9 тягой
45,3 т, который практически не отличался от модели, приме-
применявшейся на ракете «Титан-2».
Для осуществления полетов ракет «Титан-ЗС» на м. Кана-
Канаверал было построено две стартовых площадки LC-40 и LC-41 с
общей технической позицией. Наземный комплекс проектиро-
проектировался с учетом требований по максимальному снижению вре-
времени на предполетную подготовку РН (до 15 суток на старто-
стартовой позиции). Важность, которую придавали ВВС обеспечению
таких возможностей, можно подчеркнуть тем, что общая кон-
концепция мобильного запуска под названием «Сборка, транспор-
транспортировка, старт» была утвер-
утверждена до окончательного вы-
выбора типа ракеты-носителя, а
исходными планами по проек-
проекту предусматривалось создание
трех пусковых площадок.
Жесткие требования по сро-
срокам проведения стартов были
обусловлены одной из ранних
задач ракеты «Титан-ЗС» — вы-
выведением пилотируемого кораб-
корабля «Dyna Soar» для экстренно-
экстренного инспектирования и перехва-
перехвата боевых космических средств
противника. После закрытия
проекта «Dyna Soar» актуаль-
актуальность оперативности была под-
поддержана условиями разверты-
развертывания разведывательных спут-
спутников.
Также перед разработчи-
разработчиками ставилась задача обеспе-
обеспечения высокой степени готов-
готовности РН к запускам. Данное
требование определялось сле-
следующими показателями: в со-
состоянии готовности «195 мин
Ракета «Титан-ЗС» до старта» (Т-195 мин) ракета
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Д& 337
должна находиться в течение 30 суток, в состоянии Т-45 мин —
в течение 6 ч, в Т-1 мин — в течение часа.
Концепция «Сборка, транспортировка, старт» предполага-
предполагала проведение максимального объема работ по предполетной
подготовке на технической позиции и транспортировку пол-
полностью проверенной ракеты на мобильной пусковой платфор-
платформе к стартовой площадке. Поэтому основными элементами
наземного комплекса ракет «Тдтан-ЗС» стали:
— техническая зона приемки, контроля и. хранения ТТУ,
состоящая из нескольких зданий и рабочих площадок под об-
общим названием RISA (Receiving, Inspection and Storage Area);
— корпус вертикальной сборки VIB (Vertical Integration
Building), где производится установка на пусковой платформе
ступеней центрального блока и последующий монтаж полез-
полезного груза. Здание высотой 70 м имеет четыре пролета, позво-
позволяющих вести работы с четырьмя ракетами. После заверше-
завершения сборки в корпусе выполняются контрольные проверки
изделия с имитацией предстартового отсчета (центр управле-
управления запуском в те годы размещался в этом же здании). В це-
целях сокращения времени нахождения на стартовой позиции и
снижения вероятности сбоев при проведении там последних
операций все оборудование, обеспечивающее функционирова-
функционирование бортовых систем ракеты, размещалось либо на самой плат-
платформе, либо в сопровождающих ее фургонах;
— корпус сборки ускорителей SMAB (Solid Motor Assembly
Building) высотой 69,5 м, удаленный от здания VIB на 1,4 км.
После доставки по рельсовым путям пусковой платформы с
ракетой в нем производится монтаж ТТУ;
— пусковые площадки LC-40 и LC-41 (первая находится от
корпуса SMAB на расстоянии 4,2 км). На стартовой позиции,
под которую отведено 8,5 га, находятся мобильная башня об-
обслуживания высотой 73 м, кабель-заправочная башня высо-
высотой 52 м и защитный ангар для фургонов с вспомогательным
оборудованием.
Среди прочих особенностей программы «Титан-ЗС» F24А)
следует упомянуть разработанную ВВС систему премиальных
выплат за обеспечение требуемых характеристик ракет, эко-
экономию средств и соблюдение графика работ. Данные условия
оговаривались с четырьмя основными подрядчиками, с кото-
которыми ВВС подписывали отдельные контракты: компаниями
«Martin Marietta» (головной исполнитель), «Aerojet» (два кон-
А. ШУМИЛИН
тракта на поставки двигательных установок к ракетам «Ти-
тан-ЗС» и ступени «Транстейдж»), «AC Spark Plug» (инерци-
альная система наведения) и UTC (стартовые ускорители).
Так, например, заключенный в конце 1962 г. с компанией
«Martin Marietta» контракт стоимостью 300 млн долл. пред-
предполагал проведение в период с августа 1964 г. по июнь 1966 г.
пяти испытательных запусков ракет «Титан-ЗА» и двенадца-
двенадцати ракет «Титан-ЗС». За каждый своевременно осуществлен-
осуществленный старт фирма получала небольшую премию, максималь-
максимальная же сумма вознаграждений по данной статье была опреде-
определена в размере 2 млн долл.
Однако, как это обычно бывает со сложными технически-
техническими проектами, график работ по программе выдержан не был,
хотя первый (неудачный) старт ракеты «Титан-ЗА» состоялся
практически в установленные сроки— 1 сентября 1964 г., а
первый полет РН «Титан-ЗС» (июнь 1965 г.) с отставанием в
два месяца (за его проведение общая сумма премиальных вы-
выплат подрядчикам составила около 1,1 млн долл.). Последую-
Последующие проблемы и аварии вынудили увеличить количество опыт-
опытных ракет «Титан-ЗС» до 14 изделий, последнее из которых
было запущено весной 1970 г.
Экономические успехи компании по программе оценива-
оценивались по прогрессивной шкале. При снижении затрат или пе-
перерасходе средств в пределах 7,5% никакие премии или штра-
штрафы не предусматривались, последующие отклонения — до 20%
в ту или иную сторону от установленных норм распределя-
распределялись между ВВС и компанией в пропорции 95 к 5, в пределах
20—30% — в соотношении 88—12, а более значительные от-
отклонения делились заказчиком и исполнителем как 70 и 30.
Для подсчета премий за эксплуатационные характеристи-
характеристики ракет «Титан-3» использовалась 100-бальная шкала оцен-
оценки каждого полета. При штатном выполнении всех демонст-
демонстрационных полетов с набором 900—1000 баллов компания по-
получила бы максимальную сумму премиальных в размере 9 млн
долл., или 3% от суммы заключенного контракта.
Однако полным успехом программу летной отработки ра-
ракеты «Титан-ЗС» завершить не удалось — второй и пятый
испытательные запуски завершились авариями. Всего за
годы эксплуатации данной системы в 1965—1982 гг. было
осуществлено 36 полетов, при этом надежность изделия со-
составила 88,9%.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ. 3 3 9
Также остались нереализованными и планы ВВС по обес-
обеспечению высокой оборачиваемости и интенсивности эксплуа-
эксплуатации не только ракеты «Титан-ЗС», но и всего семейства в
целом. Составленные в начале 1960-х годов прогнозы по раз-
развертыванию военных спутников давали основания считать, что
в ближайшее время потребуется ежегодно проводить до 75 стар-
стартов ракет «Титан-3». Однако реальное количество не превыси-
превысило 10 полетов (в 1967 и 1968 гг.).
Несмотря на то что ракета «Титан-ЗС» проектировалась как
основная модель семейства, рекордное число полетов E4 в
1966—1984 гг.) пришлось на другую РН— «Титан-ЗВ». Эта
транспортная система, предназначавшаяся исключительно для
выведения спутников видовой разведки серии КН, проектиро-
проектировалась в условиях повышенной секретности. Причем при пер-
первом же своем полете летом 1966 г. ракета вывела в космос
штатную аппаратуру. Непродолжительный период разработ-
разработки (менее двух лет) и уверенность в высокой надежности но-
новой модели объясняются использованием в ее конструкции уже
отработанных элементов.
Ракета «Титан-ЗВ» представляла собой модель «Титан-ЗА»,
на которой вместо блока «Транстейдж» применялась ступень
«Аджена». Особенностью новой РН являлась радиокомандная
система наведения фирмы «Western Electric», управлявшая
изделием на этапе работы первых двух ступеней, тогда как
инерциальная система ступени «Аджена» использовалась на
заключительном этапе выведения и в ходе орбитального поле-
полета КА. Запуски ракеты «Титан-ЗВ», доставлявшей на поляр-
полярные орбиты грузы массой около 3 т, осуществлялись с терри-
территории базы Ванденбергс площадки SLC-4W, откуда раньше
стартовали ракеты «Атлас-Аджена».
В 1971 г. началась эксплуатация ракеты «Титан-34В», от-
отличавшейся от предыдущей удлиненным на 1,75 м топливным
отсеком первой ступени, усовершенствованной верхней ступе-
ступенью «Восходящая Аджена» и крупногабаритным обтекателем,
Диаметр которого был увеличен до 3,05 м, а длина могла дос-
достигать 18 м, доводя высоту всей ракеты до 49 м. Как и базо-
вое изделие, модель «Титан-34В» со стартовой массой 178,6 т
й грузоподъемностью 3,6 т использовалась только по военным
пРограммам SDS и Jumpseat.
В том же 1971 г. состоялся первый полет двухступенчатой
Ракеты «Титан-ЗБ». Несмотря на относительную простоту (из-
340
А. ШУМИЛИН
делие представляло собой усовер-
усовершенствованную модель «Титан-ЗС»
без блока «Транстейдж»), разработ-
разработка этой РН продолжалась достаточ-
достаточно долго, и осуществленный старт
был произведен с трехлетним отста-
отставанием от первоначально установ-
установленного срока.
Более того, значительная часть
нововведений в конструкции РН была
испытана на поздних модификациях
ракеты «Титан-ЗС». В частности, пер-
первая ступень модели «Титан-ЗБ» ком-
комплектовалась усовершенствованной
силовой установкой LR-87-AJ-11 тя-
тягой 234—237 т в вакууме. Характер-
Характерной особенностью этих ЖРД, кото-
которые до настоящего времени применя-
применяются на ракетах «Титан-4», стали
новые сопла с улучшенными высот-
высотными характеристиками (степень их
расширения составила 15:1). На вто-
второй ступени использовался двигатель
LR-91-AJ-11 тягой 46,5 т.
Хотя на ранней стадии проекта
рассматривался и трехступенчатый
вариант, в действительности раке-
ракета «Титан-ЗБ» применялась без разгонных блоков. Поэтому
приборный отсек устанавливался на второй ступени. Как и
модель «Титан-ЗВ», ракета оснащалась радиокомандной сис-
системой наведения фирмы «Western Electric».
При модернизации центрального блока ракеты «Титан-ЗБ»
компания «Martin Marietta» добилась определенного упроще-
упрощения конструкции в сравнении с базовым изделием («Титан-ЗС»)-
число сборочных элементов на первых двух ступенях было сни-
снижено со 117 до 84 тыс, при этом количество идентичных узлов
составило 79%.
Некоторым доработкам подверглись и стартовые ускори-
ускорители, в частности качественно была улучшена система управ-
управления вектором тяги. Теперь на ракете монтировался только
бак азотного тетроксида вместительностью 3,63 т. Наддув бака
Ракета «Титан-ЗВ»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
341
азотом производился непосредственно перед стартом от назем-
наземного оборудования (начальное давление газовой «подушки»
составляло 77,4 кг/см2, в конце работы ТТУ оно падало до
35,2 кг/см2). За счет отказа от отдельной ёмкости с азотом и
системы его подачи масса бака по сравнению с прежним кон-
контейнером была снижена на 5 т, а его длина уменьшилась до
8,5 м при диаметре 1,1 м.
Задержки с началом эксплуатации ракеты «Титан-ЗБ»
были в значительной степени связаны с недостаточным фи-
финансированием работ по модернизации стартового комплек-
комплекса SLC-4E на базе Ванденберг. Данная площадка, как и смеж-
смежная SLC-4W, применялась для полетов РН «Атлас-Аджена»
и потребовала существенных доработок: развертывания сис-
систем заправки новыми компонентами топлива, изменения кон-
конструкции пускового устройства для установки ТТУ, увеличе-
увеличения высоты мобильной и кабель-заправочной башен, соору-
сооружения корпуса хранения секций ускорителей и т.п.
Запуски ракеты «Титан-ЗБ» производились только с базы
Ванденберг. При стартовой массе 621 т модель доставляла на
полярную орбиту грузы массой 11т. Ракета «Титан-ЗБ» яв-
является единственной моделью семейства «Титан-3», которая
имеет 100%-ную надежность при 22 стартах, выполненных в
1971—1982 гг.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ РАКЕТ «ТИТАН-3»
И «ТИТАН-4»
Разработчик
Обозначение ЖРД
Начало эксплуатация
Применение
Схема
^Сухая» масса, кг
^Цлина, м
Диаметр, м
Окислитель
J^2?K>4ee
^сход окислителя, кг/с
«Aerojet»
2xLR-87-AJ-ll
LR-91-AJ-11
1968/1989
(в составе «Титан-3»/ «Титан-4»)
Первая ступень
Газогенераторная
1874
3,84
1,6
Вторая ступень
Газогенераторная
589
2,81
1,63
азотный тетроксид
«аэрозин-50»
513 | 97
342
А. ШУМИЛИН
Расход горючего, кг/с
Соотношение компонентов
Давление в камере сгорания, атм
Степень расширения сопла
Охлаждение
Тяга в вакууме, т
Удельный импульс (в вакууме), с
Время работы, с
268
1,91
55
15:1
54,7
1,86
58,5
49,2:1
регенеративное (горючим)
и частично абляцией
238,8
301
200
47,6
316
247
На базе модели «Титан-ЗБ» в 1974 г. была создана ракета
«Титан-ЗЕ» с верхней ступенью «Центавр-D-IT». В такой ком-
комплектации эта РН при стартовой массе 641 т обеспечивала вы-
выведение на низкую орбиту грузов массой 17 т, на стационар-
стационарную — спутники массой 3,2 т, а на траекторию межпланет-
межпланетных перелетов — аппараты массой до 5 т.
Заказчиком проекта «Титан-ЗЕ» стало NASA, готовившее
несколько межпланетных автоматических станций серий «Ви-
«Викинг» и «Вояджер». Имевшиеся в наличии у агентства ракеты
«Атлас-Центавр» не подходили по своим энергетическим харак-
характеристикам, а ракеты «Сатурн-IB», спроектированные для пи-
пилотируемых полетов, были слишком-дороги. Вариант комплек-
комплектации ракеты «Титан-ЗБ» ступенью «Центавр» оказался самым
оптимальным как по стоимости, так и по грузоподъемности
(хотя в четырех из семи полетах модели в ее составе пришлось
использовать дополнительный РДТТ «Стар-37Е»).
Применение криогенной ступени потребовало некоторых
доработок. В частности, в переходнике второй ступени изде-
изделия, где размещалось электронное оборудование, была уста-
установлена система термостатирования с продувкой подогретым
азотом во избежание переохлаждения аппаратуры после за-
заправки блока «Центавр»; одновременно были приняты меры
по теплоизоляции отдельных приборов. Так как основные фУн"
кции контроля и управления ракетой «Титан-ЗЕ» на этапе
предпусковых операций и в полете осуществлялись БЦВМ сту-
ступени «Центавр-D-IT», то в связи с этим был выполнен значи-
значительный объем работ по совместимости оборудования й
ступеней с системой управления разгонного блока.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Поскольку в отличие от прототипа с ракет «Атлас» блок
«Центавр-D-IT» полностью закрывался головным обтекателем
диаметром 4,2 м и длиной 17,6 м, то отпала необходимость ис-
использования внешних теплоизолирующих панелей. Но из-за
увеличенной в одном из полетов продолжительности пассивно-
пассивного участка до 5 ч 15 мин потребовалось установить на баке жид-
жидкого водорода многослойную «майларовую» теплоизоляцию.
Крупногабаритный обтекатель ракеты «Титан-ЗЕ» был раз-
разработан фирмой «Lockheed». Цилиндрическая часть изделия
изготавливалась из рифленых алюминиевых панелей, носовой
конус из нержавеющей стали (сам носок) и магниевого сплава
(коническая часть). При отделении от РН на 271 с полета (вско-
(вскоре после включения второй ступени) обтекатель раскрывался
на"два лепестка.
В технологическом отношении обтекатель имел две сек-
секции — нижнюю, закрывавшую ступень «Центавр», и верхнюю,
под которой размещался полезный груз. Поэтому подготовка
предназначенных к выведению аппаратов выполнялась не на
технической позиции стартового комплекса ракет «Титан-3»,
а в специализированном корпусе SAEF (Spacecraft Assembly
and Encapsulation Facility), расположенном в Центре Кенне-
Кеннеди. После герметизации полезного груза под обтекателем сборка
доставлялась непосредственно на стартовую площадку к уже
собранной и проверенной ракете.
В соответствии с программой исследований запуски двух
межпланетных станций «Викинг» в 1975 г. и двух аппаратов
«Вояджер» в 1977 г. должны были осуществляться с проме-
промежутком в 10 дней. Так как для модели «Титан-ЗЕ» была под-
подготовлена только одна стартовая площадка LC-41, то для вы-
выполнения данного условия потребовалось изменить ход пред-
предполетной подготовки ракет.
Сначала производилась сборка центрального блока второй
РН, после чего он доставлялся на стартовую площадку для
Монтажа с полезным грузом и комплексных проверок. Затем
Ракета демонтировалась с пусковой платформы и отправля-
отправляюсь в хранилище. Сборка же первой ракеты проходила в обыч-
обычном режиме. Как только она покидала корпус VIB, начина-
начинаюсь работы со вторым изделием.
Но ни в одной из программ (и «Викинг», и «Вояджер») не
Удалось добиться проведения стартов с заданным промежутком.
^ первом случае он составил 20 дней, во втором — 15 суток.
А. ШУМИЛИН
Важным этапом в развитии семейства «Титан» явилось со-
создание модели «Титан-34В», проектные изыскания по кото-
которой начались в 1975 г. По замыслу специалистов ВВС, новая
РН грузоподъемностью 1,9 т на переходной орбите должна была
стать универсальным средством выведения военных грузов до
начала штатной эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл», а в пос-
последующем — резервной транспортной системой. Поэтому для
обеспечения возможностей взаимной подмены ракету «Титан-
34D» планировалось комплектовать твердотопливным разгон-
разгонным блоком IUS, проектировавшимся для МТКС компанией
«Boeing».
Кроме того, ракета «Титан-34Б» предназначалась для за-
запусков грузов как с Восточного, так и с Западного полигонов.
Энергетические характеристики модели позволяли в двухсту-
двухступенчатом варианте выводить на полярную орбиту спутники
массой 14,5 т. При этом за счет типового бортового оборудова-
оборудования продолжительность этапа производства и подготовки РН
к конкретному старту планировалось сократить с 3,5 лет, тре-
требовавшихся для модели «Титан-ЗС», до 6 мес.
Первые две ступени ракеты «Титан-34О» соответствовали
центральному блоку РН «Титан-34В». Удлиненная первая сту-
ступень потребовала изменения конструкции верхних узлов креп-
крепления стартовых ускорителей. Для решения проблемы было
предложено нарастить ТТУ укороченной до 1,7 м секцией, за-
заодно увеличив его мощность. В итоге, характеристики уско-
ускорителя, обозначенного UT-1206, стали такими: высота —
27,6 м, масса — 238 т, масса топлива — 210,6 т, средняя тяга
в вакууме — 635,4 т, время работы — 113,7 с.
В связи с тем что разгонный блок IUS имел диаметр 2,9 м,
то для его монтажа потребовался удлиненный на 4,6 м голов-
головной обтекатель, который крепился непосредственно на второй
ступени. Новый обтекатель проектировался фирмой «McDonnell
Douglas» на базе образцов, применявшихся на ракете «Титан-
ЗС». Позднее в зависимости от задач полета на РН использо-
использовались обтекатели длиной от 7,6 м до 12,1 м с пошаговым УД*
линением в 1,5 м.
Сложности, возникшие при разработке и в начале эксплу-
эксплуатации блока IUS, воспрепятствовали его активному исполь-
использованию в составе ракеты «Титан-34О». В данной комплекта-
комплектации модель применялась лишь при двух псГлетах — первом #
последнем из 15 запусков, осуществленных в 1982—1989 гг-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
345
В связи с этим ВВС, проявив оп-
определенную гибкость, приняли ре-
решение об использовании в составе
РН усовершенствованной ступени
«Транстейдж», что позволило про-
продолжить развертывание военных
грузов на высокоэнергетических
орбитах.
В середине 1980-х годов компа-
компания «Martin Marietta» объявила о
планах создания коммерческого
варианта ракеты «Титан-34О» со
стартовой массой около 680 т. Гру-
Грузоподъемность новой модели, на-
названной «Титан-3», была определе-
определена в 14,7 т (на низкой орбите), что
позволило бы одновременно выво-
выводить два типовых спутника связи;
в комплектации с разгонными бло-
блоками PAM-D и IUS она бы достав-
доставляла на переходную орбиту аппа-
аппараты массой 1,28 т и 4,9 т.
Для достижения заявленных
показателей базовая модель под-
подверглась следующим доработкам:
был удлинен на 0,43 м топливный
отсек второй ступени, улучшены
характеристики гидразинных
ЖРД системы ориентации, распо-
расположенных на переходном отсеке
второй ступени, а также создан
новый головной обтекатель диа-
диаметром 4 м. Верхняя секция обте-
обтекателя длиной 10,4 м изготавли-
изготавливалась из алюминиевого сотового
набора с графито-эпоксидным по-
покрытием. Его поставщиком стала
швейцарская фирма «Contraves»,
разрабатывавшая аналогичные из-
изделия для ракет «Ариан». Два ва-
варианта нижней (опорной) секции
Ракета «Титан-3»
346 ДЬ» А.ШУМИЛИН
длиной 2,5 м и 5,1м производились немецкой компанией
«Dornier» (удлиненная секция использовалась для размеще-
размещения одного из спутников при групповом выведении).
В ходе запуска головная часть обтекателя раскрывалась
на 280 с полета при работе второй ступени; отделение верх-
верхнего аппарата происходило на 67 мин после старта. После вы-
выполнения второй ступенью маневра по уходу на безопасное
расстояние спутник с помощью дополнительного разгонного
блока выходил на переходную орбиту. На 148 мин срабаты-
срабатывали специальные толкатели, отводившие опорную секцию
обтекателя, а спустя 7,5 мин происходило отделение нижне-
нижнего спутника.
Несмотря на оптимистические прогнозы, ракета «Титан-
3», стоимость запуска-которой составила 110 млн долл., не
приобрела большого спроса на рынке. В 1990—1992 гг. было
осуществлено лишь три полета с коммерческими спутниками
(один окончился неудачей), а одну ракету использовало NASA
для выведения межпланетного аппарата «Mars Observer».
Модель «Титан-34Б» стала базовым изделием и для раке-
ракеты «Титан-4», являющейся в настоящее время самой мощной
в мире (вкл. 37).
Инициатором проекта в 1983 г. выступили ВВС, которые
после сравнения потребностей в запусках военных грузов и
реальных возможностей системы «Спейс Шаттл» пришли к
выводу о необходимости создания к 1988 г. одноразовой РН,
сопоставимой по своим энергетическим характеристикам с
МТКС. Несмотря на то что новая ракета рассматривалась как
вспомогательная, она должна была также в определенной сте-
степени скомпенсировать некоторые нереализованные возможно-
возможности МТКС, в частности по выведению тяжелых спутников мас-
массой до 14,5 т на полярные орбиты.
Предложенный ВВС проект CELV («Complementary
Expendable Launch Vehicle» — «Дополнительная одноразовая
ракета-носитель») вызвал негативную реакцию в правитель-
правительственных кругах, поддерживавших монополию МТКС «Спейс
Шаттл» на рынке запусков. Лишь в 1985 г. после одобрения
программы и проведения соответствующего конкурса ВВС под-
подписали с компанией «Martin Marietta» контракт стоимостью
2,1 млрд долл. на производство 10 ракет «Титан-4».
Катастрофа «Челленджера» и последовавший за ней кри-
кризис национальной^космической программы полностью подтвер-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
дили обоснованность опасений ВВС (хотя в своих исследова-
исследованиях военное ведомство и не рассматривало столь драматиче-
драматическое развитие событий). Уже в августе 1986 г. объем заказа
на ракеты «Титан-4» возрастает до 23 изделий, а в ноябре
1989 г. (спустя год после возобновления полетов МТКС) до
41 ракеты на общую сумму в 7,8 млрд долл.
Реализация проекта «Титан-4» потребовала доработки всех
основных элементов ракеты «Титан-34Б»: удлинения первой
и второй ступеней, некоторой модернизации их маршевых
ЖРД, создания семисекционных стартовых ускорителей (вна-
(вначале работ новая модель имела обозначение «Титан-34Б-7») и
изготовления нескольких крупногабаритных обтекателей ди-
диаметром 5,09 м и длиной от 15,2 м до 26,2 м, предоставляв-
предоставлявших практически тот же полезный объем, что и грузовой от-
отсек орбитального корабля МТКС.
Несмотря на определенные сложности, разработка стар-
стартовых ускорителей ракеты была выполнена достаточно быст-
быстро. Новые ТТУ проектировались на базе семисекционных
РДТТ, подготовленных фирмой UTC еще ъ конце 1960-х го-
годов для невоплощенной модели «Титан-ЗМ». Поэтому в рам-
рамках программы «Титан-4» потребовалось провести лишь ква-
квалификационные испытания двух образцов изделия. Приня-
Принятые к эксплуатации ускорители имели следующие
характеристики: масса— 342,8 т, длина— 34,43 м, масса
топлива — 295,5 т, продолжительность работы — 126,5 с, тяга
(средняя на уровне моря) — 726,2 т.
Как и базовая модель, ракета «Титан-4», осуществившая
свой первый полет летом 1989 г., может использоваться и в
двухступенчатом варианте, и в комплектации с двумя типами
верхних ступеней: IUS и «Центавр». Если первый разгонный
блок многие годы эксплуатируется в составе различных транс-
транспортных систем практически в неизменном виде, то второй
качественно отличается от своих предшественников. Ступень
«Центавр», первоначально проектировавшаяся для
МТКС «Спейс Шаттл» под названием «Centaur G-prime», име-
имеет длину 8,9 м и диаметр 4,5 м. В сочетании с этим блоком,
который полностью закрывается обтекателем, ракета « Титан -
4» обеспечивает прямое выведение на стационарную орбиту
грузов массой 4,5 т.
В двухступенчатом варианте ракета «Титан-4» применяет-
применяется в основном для выведения спутников на полярные орбиты
348
А. ШУМИЛИН
Компоновка
ракеты «Титан-4В»
с разгонным
блоком IUS
с территории Западного полигона. Если на
м. Канаверал реализована схема мобиль-
мобильного старта, то на базе Ванденберг боль-
большая часть работ по сборке и предполетной
подготовке выполняется непосредственно
на пусковой площадке SLC-4E.
Ступени центрального блока, головной
обтекатель и полезный груз ракеты «Ти-
тан-4» доставляются на базу Ванденберг
самолетами С-5. Секции ТТУ подвозятся по
железной дороге; на их приемку и инспек-
инспектирование, включая ультразвуковой кон-
контроль и рентгеноскопию, а также на рег-
регламентные работы в хранилище отводит-
отводится 6 мес.
Сборка РН на стартовой площадке на-
начинается с установки нижней секции ус-
ускорителя на пусковом устройстве. После
' сборки ТТУ производится подвеска цент-
центральных ступеней, а затем монтаж выво-
выводимого аппарата. Для предстартового об-
обслуживания ракеты используется мобиль-
мобильная башня обслуживания высотой 97 м и
массой 5500 т. В верхней ее части на уров-
уровне полезного груза предусмотрены проле-
пролеты с кондиционированием внутренних по-
помещений.
Непосредственно к предпусковым опе-
операциям и заправке РН топливом присту-
приступают за 54 ч до старта. Откат башни об-
обслуживания производится в момент Т-5 ч.
Учитывая важность операции, отделение
башни от полностью заправленной ракеты
контролируется в разных местах двумя
десятками специалистов. Транспортиров-
Транспортировка сооружения на 90 м от площадки зани-
занимает 60—90 мин, хотя при необходимости
скорость движения можно увеличить в два
раза. В целом работы с РН на стартовом
комплексе — от начала монтажа ускори-
ускорителей до запуска — длятся 110—180 суток.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯБ» 3 4 9
Высокая сложность ракеты «Титан-4», жесточайшие тре-
требования по обеспечению качества работ и надежности борто-
бортовых систем предопределили основной ее недостаток — высо-
высокую стоимость. Запуск модели в двухступенчатом варианте
обходится в 200 млн долл., а в комплектации с блоком «Цен-
«Центавр» затраты могут достигать 400 млн долл.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ТИТАН-4В»
Разработчик— «Lockheed Martin».
Применение — выведение военных спутников тяжелого
класса.
Начало эксплуатации — 1997 г. A989 г. — модели «Ти-
«Титан-4А»).
Количество ступеней центрального блока — 2 или 3.
Количество стартовых ускорителей — 2.
Энергетические характеристики:
— низкая орбита с наклонением — 28,6° (двухступенчатый
вариант) 21,9 т;
— солнечно-синхронная орбита (двухступенчатый вари-
вариант) — 17,4 т;
— стационарная орбита с разгонным блоком IUS — 2,86 т;
— стационарная орбита с разгонным блоком «Центавр» —
5,77 т.
Стартовая масса— 910 т (двухступенчатый вариант),
924,5 т (IUS), 939,3 т («Центавр»).
Высота — 54—63,1 м.
Диаметр центрального блока — 3,05 м.
Стартовые ускорители SRMU
Высота — 34,25 м.
Диаметр — 3,2 м.
Масса — 349,6 т.
Топливо — тюлибутадиен НТРВ.
Масса топлива — 344,4 т.
Тяга средняя в вакууме — 771,6 т.
Время работы — 145 с.
Первая ступень
Высота — 26,4 м.
Диаметр — 3,05 м.
Горючее— «аэрозин-50».
Масса горючего — 59 т.
А. ШУМИЛИН
Окислитель — азотный тетроксид.
Масса окислителя — 111 т.
Двигательная установка— 2ЖРД LR-87-AJ-11A. .
Тяга в вакууме — 248,3 т.
Время работы — 186 с.
Вторая ступень
Высота — 9,94 м.
Диаметр — 3,05 м.
Горючее— «аэрозин-50».
Масса горючего — 13,9 т.
Окислитель — азотный тетроксид.
Масса окислителя — 24,5 т.
Двигатель— LR-91-AJ-11A.
Тяга в вакууме — 48,2 т.
Время работы — 240 с.
Третья ступень
Высота — 5 м (блок IUS); 8,94 м (блок «Центавр»).
Диаметр — 2,9 м (IUS); 4,5 м («Центавр»).
Стартовая масса — 16,2 т (IUS); 26 т («Центавр»).
Двигательная установка— РДТТ «Орбас-21» и «Орбас-бЕ»
(IUS); 2 ЖРД RL-ЮА-З-ЗА («Центавр»).
Масса топлива — 9,82 т и 2,72 т (IUS); 23 т («Центавр»).
Тяга в вакууме — 20,7 т и 8,4 т (IUS); 15 т («Центавр»).
Время работы — 152 с и 289 с (IUS)f 617 с («Центавр»).
Головной обтекатель
Высота 1-—5,3—26,6 м.
Масса— 4—6,1 т.
Диаметр — 5,1 м.
Материал — алюминиевый сплав 6061.
Определенной экономии средств, расходуемых при сборке
и предстартовой подготовке ракет «Титан-4», ВВС смогли до-
добиться в результате создания новых стартовых ускорителей
SRMU (Solid Rocket Motor Upgrade). Отличительной особенно-
особенностью этих ТТУ является трехсекционный корпус, изготовлен-
изготовленный из легких композитных материалов. Только за счет со-
сокращения числа сборочных элементов ускорителей продолжи-
продолжительность работ на технической и стартовой позициях
сократилась на 40—45 суток.
Но главной задачей проекта SRMU, на который в 1987—
1996 гг. было израсходовано около 1 млрд долл., стало по-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«м^> 3 51
вышение надежности ракет «Титан-4В» (такое название по-
получили модели с новыми ТТУ). Проанализировав произошед-
произошедшие в 1986 г. аварии с МТКС «Спейс Шаттл» и ракетой «Ти-
тан-34Б», причинами которых стали прогары стенок старто-
стартовых ускорителей, ВВС приступили к созданию
ТТУ следующего поколения.
В качестве разработчика новых изделий была выбрана
фирма «Hercules Aerospace», позднее приобретенная компа-
компанией «Alliant Techsystems». Освоенные ею технологии изго-
изготовления графито-волоконных корпусов РДТТ качественно
отличались от технологий стальных наборных секций 1960—
1970-х годов.
Двигатели ускорителей SRMU, общая длина которых соста-
составила 34,3 м, а диаметр 3,2 м, комплектуются нижней и сред-
средней секциями длиной по 10 м, а также верхней секцией дли-
длиной 5,2 м. Для оОеьпечения повышенной надежности стыков
секций сборочные узлы оборудованы двумя кольцевыми уплот-
уплотнениями, а не одним, как на предшествующих изделиях. Кро-
Кроме того, предусмотрены возможности проверки стыков на гер-
герметичность уже после сборки ТТУ.
Важным преимуществом ускорителей SRMU также стало
использование более теплотворного топлива на 88% -ной осно-
основе полибутадиена НТРВ. В результате этого тяга каждого из-
изделия была увеличена до 770 т.
Производство ТТУ налажено на предприятии фирмы
«Alliant» в Магна (шт. Юта). Технологический процесс снаря-
снаряжения нижней и средней секций занимает около 18 часов и
включает в себя 11 заливок смеси объемом по 6813 л; для верх-
верхней секции готовится пять заливок. Все операции выполня-
выполняются в автоматическом режиме.
Для управления вектором тяги на новых ТТУ используют-
используются поворотные сопла. Хотя гидравлическая система качания
имеет двойное резервирование, ее масса существенно ниже обо-
оборудования для впрыска в сопло азатного тетроксида.
Несмотря на небольшое увеличение габаритов ускорителей
SRMU, подобные новшества позволили довести относительную
массу топлива изделия до 0,985, тогда как у прежних образ-
образцов она определялась значением 0,862.
Для хранения, предполетного обслуживания и монтажа
Ускорителей SRMU на м. Канаверал в 1994 г. был сооружен
А. ШУМИЛИН
отдельный корпус SMARF (Solid Motor Assembly and
Readiness Facility). Рабочие помещения здания площадью
5600 м2 позволяют одновременно вести работы с шестью ком-
комплектами ТТУ.
Модернизации подвергся и центральный блок ракеты «Ти-
тан-4В». Так как новые ТТУ за 145 с своей работы поднимают
ракету на большую высоту, то на первой ступени модели стали
применяться маршевые двигатели LR-87-AJ-11A с тягой 248,3 т,
обеспеченной некоторым увеличением степени расширения со-
сопла. Кроме того, новая РН отличается от предшествующей мо-
модели усовершенствованной системой наведения с лазерными
гироскопами, системой самоподрыва, а также большим коли-
количеством стандартизованного оборудования, повышающим ее
эффективность при запусках различных грузов.
По своим энергетическим характеристикам ракета «Ти-
тан-4В», первый старт которой состоялся в начале 1997 г.,
превзошла свою предшественницу примерно на 25—27%.
В комплектации со ступенью «Центавр» модель обеспечива-
обеспечивает прямое выведение на стационарную орбиту спутников мас-
массой 5,8 т.
К ноябрю 2004 г. было осуществлено 37 стартов ракет «Ти-
тан-4». Весной 2002 г. корпорация «Lockheed Martin» завер-
завершила производство и передала ВВС две последние ракеты се-
семейства; их полеты предполагается осуществить до 2006 г.
После этого запуски всех тяжелых спутников военного на-
назначения будут осуществляться ракетами, созданными по про-
программе EELV. Входе этого проекта корпорация «Lockheed
Martin» разработала семейство «Атлас-5». Выбранное назва-
название символизирует продолжение эволюции основных ракет
компании— «Атлас» и «Титан».
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «BOEING»
Несмотря на то что в активе основанной в 1916 г. корпора-
корпорации «Boeing» числятся такие проекты, как ракетоплан «Dyna
Soar», МБР «Минитмен», первая ступень ракеты «Сатурн-5»
и другие, значительной роли в производстве и эксплуатации
транспортных космических систем эта компания до недавнего
времени не играла.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «иЯЕ 3 5 3
Активным освоением данного сегмента рынка корпора-
корпорация «Boeing» занялась примерно десять лет назад. Только в
течение 1996 г. корпорация приобрела компанию «McDonnell
Douglas», эксплуатировавшую ракеты-носители семейства
«Дельта», а также два аэрокосмических подразделения кор-
корпорации «Rockwell»: «Space Systems Division», являвшееся
разработчиком МТКС «Спейс Шаттл», и крупнейшую двига-
телестроительную фирму «Rocketdyne». Кроме того, за счет
организации ряда совместных предприятий компания
«Boeing» стала за непродолжительное время одной из веду-
ведущих организаций, доминирующих на международном рынке
пусковых услуг.
РАЗГОННЫЕ БЛОКИ «БЕРНЕР» И IUS.
Среди ранних разработок корпорации «Boeing» в области
ракетно-космических систем следует назвать создание серии
разгонных блоков с общим названием «Бернер» («Горящий»).
В начале 1960-х годов по заказу ВВС несколько компаний
выполнили предварительные исследования по проекту универ-
универсального и дешевого разгонного блока, рассчитанного на вы-
выведение спутников легкого и среднего классов. Выдвинутые
заказчиком требования по стоимости и надежности предопре-
предопределили использование в будущем изделии РДТТ. По результа-
результатам проведенного конкурса разработчиком ступени «Бернер»
стала компания «Boeing».
Первая модель разгонного блока «Бернер-1», эксплуати-
эксплуатировавшегося в составе ракеты «Тор», была спроектирована на
базе твердотопливной ступени «Альтаир». Поэтому данная РН
иногда называлась как «Тор-Альтаир». В 1965—1966 гг. эта
ракета применялась для выведения военных метеорологичес-
метеорологических спутников DMSP-4A массой 82 кг; все запуски модели были
осуществлены с территории Западного полигона
В составе блока «Бернер-1» использовались две модифика-
модификации ступени «Альтаир», которая сначала комплектовалась дви-
двигателем Х-258, а затем усовершенствованным образцом FW-4.
Первый РДТТ, изготовленный фирмой «Hercules», при длине
1,47 м и диаметре 0, 46 м имел массу 226 кг и развивал тягу
2,26 т в течение 24 с. Характеристики двигателя FW-4, разра-
разработанного по заказу ВВС компанией «United Technology
Center», были такие: масса— 300 кг, высота— 1,5 м, диа-
диаметр — 0,5 м, тяга — 2,47 т, продолжительность работы — 31с.
12-1179 Шумилин
354 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
В 1965 г. компания «Boeing» была выбрана разработчи-
разработчиком усовершенствованной модели разгонного блока— «Бер-
«Бернер-2». Стоимость заключенного первого контракта, предпо-
предполагавшего создание одного экспериментального и трех лет-
летных образцов изделия, составила 6,5 млн долл. C0 млн
долл. — по курсу 2000 г.).
Теперь ступень «Бернер-2» комплектовалась более мощным
двигателем ТЕ-М-364-2 со средней тягой 4,53 т. Благодаря сфе-
сферической форме корпуса диаметром 0,94 м этот РДТТ, как и
многие другие изделия фирмы «Thiokol», был отнесен к серии
«Стар» (Star — «Spherical Thiokol Apogee Rocket» или «Сфе-
«Сферический апогейный двигатель фирмы "Thiokol"»); при этом
изделие получило собственное имя «Стар-37В», где цифры обо-
обозначали диаметр РДТТ,в дюймах.
Первоначально спроектированный для лунного зонда «Сер-
вейер» двигатель «Стар-37В» подвергся некоторым доработ-
доработкам в части усиления конструкции и увеличения массы топ-
топлива. Корпус РДТТ выполнялся из высокопрочной стали, на
внутреннюю поверхность наносилась теплоизоляция из асбес-
асбеста и каучука.
В качестве топлива применялась смесь углеводородного
полимера с алюминиевыми добавками и перхлората аммония.
Масса топлива была доведена до 655 кг (раньше столько веси-
весила вся прежняя ступень). Такой заряд обеспечивал работу дви-
двигателя в течение 42 с. РДТТ монтировался в конической обе-
обечайке, закрепленной на трехопорной сидовой раме, в верхней
части которой находились узлы крепления полезного груза.
Ступень «Бернер-2» оснащалась бесплатформенной инер-
циальной системой наведения, основными элементами кото-
которой были блок гироскопов, акселерометры, временное и про-
программное устройства, преобразователь и прочее электронное
оборудование. Система включалась в управление полетом на-
начиная со старта РН.
В качестве исполнительных элементов системы применя-
применялись четыре двигателя тягой по 10 кг, работавших на переки-
перекиси водорода. Запас топлива для этих ЖРД хранился в двух
баках вместительностью по 4 кг. С помощью этих двигателей
производился увод блока от ракеты, осуществлялась стабили-
стабилизация изделия по каналам тангажа и рыскания на активном
участке полета, а также корректировалась скорость ступени
перед отделением полезного груза. Управление ступени по кре-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
355
ну при работе маршевого РДТТ, а также пространственная
ориентация при пассивном полете обеспечивались реактивны-
реактивными соплами, работавшим на сжатом азоте.
При высоте 1,73 м и диаметре 1,65 м разгонный блок «Бер-
«Бернер-2» имел массу 807 кг (после отделения полезного груза
его масса составляла 143 кг). При монтаже на ракете ступень
вместе JKA закрывалась обтекателем из фенольного полимера.
Носок обтекателя, который имел высоту 3,35 м, покрывался
абляционной теплозащитой.
Разгонный блок «Бернер-2» эксплуатировался в 1966—
1972 гг. Большая часть из 12 запусков, осуществленных в со-
составе ракет «Тор», была связана с выведением спутников
DMSP-4A и DMSP-5A. Дваж-
Дважды ступень применялась на
РН «Атлас».
В конце 1960-х годов
ВВС приступили к созданию
усовершенствованных спут-
спутников модели DMSP-5B мас-
массой около 160 кг. Для обес-
обеспечения их запуска компа-
компании «Boeing» был передан
заказ на разработку соответ-
соответствующего разгонного блока.
В целях сокращения за-
затрат и технического риска
компания приняла решение
оснастить блок «Бернер-2» до-
дополнительным РДТТ, перене-
перенеся на эту вторую ступень боль-
большинство служебных систем
практически в неизменном
виде. Двухступенчатый разгонный блок, названный «Бернер-
2А», не только обеспечил требуемую грузоподъемность, но и
существенно повысил точность формирования рабочих орбит.
В качестве второй ступени на блоке «Бернер-2А» стал
применяться двигатель ТЕ-М-442-1 фирмы «Thiokol». Дан-
Данный РДТТ с титановым корпусом диаметром 66,3 см имел
массу 261 кг, из которых 238 кг приходилось на топливный
заряд. В течение работы продолжительностью 18 с изделие
развивало тягу в 4 т. Обе ступени размещались в шестигран-
Ракета-носитель «Тор-Бернер»
А. ШУМИЛИН
ных отсеках с обечайкой, выполненной из алюминиевого
сплава; вся конструкция крепилась на трехопорной сило-
силовой раме.
Общая высота блока «Бернер-2А» составила 1,91 м, диа-
диаметр— 1,57 м, а стартовая масса— 1ДЗт; после отделения
полезного груза верхняя ступень имела массу 115 кг. В связи
с увеличением массы шюка потребовалось несколько дорабо-
доработать систему стабилизации — теперь стали применяться че-
четыре ЖРД тягой по 25 кг, а запас топлива для них был уве-
увеличен вдвое. Несколько увеличенная длина разгонного блока
потребовала удлинения и головного обтекателя (на 25 см).
Разгонный блок «Бернер-2А» использовался в 1971—
1976гг. только в составе ракет «Тор».
При всей своей несопоставимой значимости проекты «Бер-
нер-2А» и IUS имеют много общего как по изначальной кон-
концепции, так и по практическому применению в последнем ос-
освоенных технологий первого.
В соответствии с исходным замыслом разгонный блок с
названием «Interim Upper Stage» («Верхняя ступень проме-
промежуточного этапа») рассматривался в качестве подготовитель-
подготовительного этапа перед созданием многоразового межорбитального
буксира «Space Tug», предназначенного для транспортировки
грузов, в том числе и пилотируемых аппаратов, на и со стацио-
стационарной орбиты, а в перспективе по трассе «околоземная орби-
орбита— Луна». В сочетании с МТКС «Спейс Шаттл» такой бук-
буксир позволил бы существенно увеличить долю многоразовых
аппаратов в орбитальной инфраструктуре и, соответственно,
снизить затраты на реализацию национальной космической
программы.
Предварительные исследования показали возможность со-
создания на базе имевшихся ступеней типа «Центавр» (наибо-
(наиболее предпочтительной для NASA), «Транстейдж» или «Адже-
на» буксира «Space Tug», который позволил бы доставлять на
стационарную орбиту (пока в автоматическом режиме) спут-
спутники массой 3,62 т, а возвращать оттуда на низкую орбиту
грузы массой 1,81 т. Однако высокая стоимость и продолжи-
продолжительность работ удерживали правительство и законодателей
от утверждения проекта. При этом в значительной мере учи-
учитывались интересы военного ведомства, для которого фактор
времени играл важную роль, поскольку сразу же после нача-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
л а штатной эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» ВВС должны
были приступить к развертыванию ряда орбитальных систем
военного назначения.
В связи с этим в 1975 г. ВВС выступили с предложением
создания обычного разгонного блока без реализации возмож-
возможностей многоразового применения и обратной транспортиров-
транспортировки грузов с высоких орбит. Исходя из требований по надеж-
надежности в составе верхней ступени было предложено использо-
использовать РДТТ.
В 1976 г. после проведения конкурса разработчиком двух-
двухступенчатого твердотопливного разгонного блока стала ком-
компания «Boeing». Год спустя, когда проект «Space Tug» был
окончательно закрыт и идея промежуточной схемы буксира
потеряла всякий смысл, проектируемый блок получил назва-
название «Inertial Upper Stage» (IUS— «Йнерциальная верхняя
ступень»).
Проект IUS предполагал создание целого семейства разгон-
разгонных блоков на базе двух типовых РДТТ, условно называвшихся
«большим» и «малым». Первый двигатель с массой топлива
9,71 т должен развивать тягу 19,32 т, тогда как второй РДТТ
при массе заряда 2,72 т рассчитывался на тягу 7,9 т.
Согласно установленным ВВС требованиям, основной ва-
вариант блока IUS, укомплектованный большим и малым РДТТ,
должен был выводить на стационарную орбиту спутники мас-
массой 2,27 т. В такие показатели укладывалось около 90%
объектов, запланированных для выведения МТКС «Спейс
Шаттл». Кроме того, разработчику необходимо было обеспе-
обеспечить совместимость блока с ракетой «Титан-34Б», разраба-
разрабатывавшейся в качестве запасного для МТКС средства выве-
выведения военных грузов.
В то же время для программ NASA по изучению дальнего
космоса проектировались еще две модификации блока. Одна
из них, использующая два больших РДТТ, предназначалась
Для запуска марсианских аппаратов массой 4,54 т; вторая, со-
состоящая из двух больших и одного малого двигателя, должна
была обеспечить выведение на траекторию полета к внешним
планетам КА массой 1,36 т.
Однако, как это часто бывает, планы не всегда удается реа-
реализовать в полном объеме.
Беспрецедентные требования по надежности — 98% (с та-
таким показателем еще не проектировалась ни одна верхняя
А. ШУМИЛИН
ступень) — вызвали настолько серьезные технические про-
проблемы и перерасход средств, что в конце 1970-х годов ВВС
уже хотели закрыть проект IUS. Хотя это решение не было
принято, но ряд высокоприоритетных аппаратов, например
навигационные спутники «Навстар» системы GPS, стали про-
проектироваться уже под другой разгонный блок.
В 1981 г. от использования ступени IUS для выведения не-
нескольких своих аппаратов отказалось и NASA. Кроме выше-
вышеназванных причин назывались высокая сложность системы
управления и недостаточная прочность топливного заряда при
низких температурах. NASA сочло экономически оправданным
модернизировать ступень «Центавр» для ее использования в
составе МТКС, чем закупать блоки IUS по стоимости 172 млн
долл. (в ценах 1981 г.), на порядок превысившей первоначально
оговоренные расценки.
Тем не менее компании «Boeing» удалось завершить раз-
разработку основной модели блока IUS и в 1982 г. состоялся его
первый полет в составе ракеты «Титан-34Б». Входе полета
ступень успешно вывела на стационарную орбиту два военных
спутника связи DSCS (позднее в такой конфигурации РН ис-
использовалась только однажды). Год спустя при втором запус-
запуске блока IUS, уже с борта МТКС, из-за отказа системы управ-
управления вектором тяги РДТТ второй ступени спутник связи TDRS
оказался на нерасчетной орбите.
Несмотря на возобновление эксплуатации блока IUS в
1985 г., перспективы его дальнейшего применения оценива-
оценивались весьма ограниченными, поскольку стоимость программы
к тому времени достигла 1,7 млрд долл. Как и NASA, ВВС на-
начали постепенно склоняться к варианту применения ступени
«Центавр». Однако последовавший за катастрофой «Челленд-
жера» запрет на комплектацию полезных грузов МТКС «Спейс
Шаттл» криогенными ступенями обеспечил работу блоку IUS
на долгие годы.
Разгонный блок IUS длиной 5,17 м и диаметром 2,9 м имеет
массу 14,76 т (при использовании на РН этот показатель не-
несколько ниже— 13,1т). Бортовое оборудование ступени со-
состоит из пяти основных систем: наведения, траекторных из-
измерений и телеметрии, обработки информации, управления
вектором тяги и электроснабжения. Все системы имеют двой-
двойное резервирование.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
359
г-4
6
9-J
8
Компоновка разгонного блока IUS:
1 — плоскость отделения полезного груза, 2 — РДТТ второй ступе-
ступени, 3 — выдвижной сопловой насадок, 4 ~ привод поворота сопла,
5 — сопло, 6 — РДТТ первой ступени, 7 — переходник, 8 — элемен-
элементы системы управления, 9 — приборный отсек
Бесплатформенная инерциальная система наведения вклю-
включает в себя пять интегрирующих гироскопов и пять акселеро-
акселерометров, информация от которых обрабатывается двумя БЦВМ.
Кроме того, для ориентации применяется звездный навигатор.
Для обеспечения стабилизации ступень оснащается шес-
шестью модулями с двумя гидразинными двигателями тягой по
13,6 кг в каждом. В функции этих ЖРД входят управление
изделием по крену при работе маршевых РДТТ, простран-
пространственная стабилизация на пассивных участках полета, кор-
коррекция скорости перед отделением полезного груза, выпол-
выполнение маневра увода ступени от выведенного КА и сход со
стационарной орбиты во избежание ее засорения. Бортовой
запас гидразина хранится в баках объемом по 54,5 кг. Кон-
Конструкция ступени допускает установку одного, двух (штат-
(штатный вариант) и трех таких емкостей с вытеснительной пода-
подачей компонента.
А. ШУМИЛИН
Большая часть электронного оборудования и служебных си-
систем блока IUS размещается в приборном отсеке ESS (Equipment
Support System), закрепленном на двигателе SRM-2 второй сту-
ступени. Отсек, изготовленный из алюминиевого сплава, выполня-
выполняет также функцию несущей конструкции — он смонтирован на
переходнике первой ступени, передающем нагрузку от тяги РДТТ
SRM-1 первой ступени.
Маршевые двигатели блока IUS были разработаны фирмой
«Chemical Systems Division» (CSD), являющейся подразделени-
подразделением корпорации «United Technologies». Оба РДТТ, давшие нача-
начало семейству «Орбас», проектировались на одной элементной
базе: корпуса изготовляются из волоконно-эпоксидного мате-
материала «Кевлар», масса топлива может варьироваться в преде-
пределах 100—50%, качающиеся сопла, допускающие отклонения
до 4° на первой ступени и до 7° на второй, трехмерные углерод-
углеродные вставки в критическом сечении. Особенностью РДТТ
второй ступени является выдвижной сопловой насадок, также
выполненный из композиционного материала. Хотя при ряде
задач двигатель может использоваться и без оного.
Основные характеристики двигателей «Орбас-21» (SRM-1)
и «Орбас-6» (SRM-2) представлены в таблице 3.1.
РДТТ «Орбас-21» и «Орбас-6»
Таблица 3.1
Разработчик
Обозначение РДТТ
Применение
Масса при
максимальном
топливном заряде, т
Длина, м
«United Technologies
«Орбас-21»
Разгонные блоки IUS
(первая ступень), TOS,
РН «Афина»
(верхняя ступень)
10,4
насадка)
3,15
Chemical Systems
Division»
«Орбас-6»
Разгонный-блок IUS
(вторая ступень)
3 (с сопловым
насадком мком),
2,75 (без соплового
1,98 (со свернутым
насадком),
3,2 (с развернутым
насадком)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
361
Диаметр, м
Масса корпуса, кг
: Материал корпуса
Сопло
— длина, м
— диаметр
критического
сечения, м
— диаметр среза, м
— степень
расширения сопла
— материал
Топливо
Масса топлива, т
Максимальное
время работы, с
Тяга в вакууме, т
Удельный импульс
в вакууме, с
Максимальное
давление, атм
2,34
353,8
1,6
90,7
«кевлар» с изоляционным покрытием
на основе кремния
1,5
0,16
1,32
63,9:1
двухмерный
углерод-углерод
1,22 (с насадком),
0,84 (без насадка)
0,11
1,44 (с насадком),
0,75 (без насадка)
181,1:1 (с насадком),
47,3:1 (без насадка)
двухмерный
углерод-углерод
UTP-19360A полибутадиен НТРВ
9,71-4,85
154
20 (средняя),
27,3 (максимальная)
295,5
57,9
2,75-1,36
103
8,3 (средняя),
11,6 (максимальная)
303,5 (с насадком),
289,1 (без насадка)
57,1
Сборка блока IUS на м. Канаверал осуществляется в од-
одном из залов корпуса SMAB, предназначенного для обслужи-
обслуживания ТТУ ракеты «Титан-4» (вкл. 38). Для монтажа КА,
принадлежащих NASA, ступень доставляется в корпус обслу-
обслуживания грузов VPF (Vertical Processing Facility). После чего
в контейнере весь полезный груз доставляется на стартовую
площадку МТКС.
362 ШЬ> А. ШУМИЛИН
При использовании блока IUS в составе ракеты «Титан-4»
работы с ним выполняются как с элементом РН, и установка
полезного груза проводится уже на стартовой площадке. Ра-
Ракета «Титан-4-IUS», эксплуатирующаяся с 1989 г., применя-
применяется в основном для выведения стационарных спутников пре-
предупреждения о ракетном нападении DSP.
В составе МТКС «Спейс Шг^тл» ступень IUS использу-
используется для развертывания ретрансляционных спутников TDRS,
а также для запусков исследовательских аппаратов NASA.
Из последних следует выделить межпланетную станцию
«Улисс», выведенную в космос в октябре 1990 г. Созданный
в рамках международной программы аппарат предназначался
для изучения околосолнечного пространства с полярной ге-
гелиоцентрической орбиты. Для формирования столь высоко-
высокоэнергетической орбиты блок IUS был дополнительно осна-
оснащен твердотопливной ступенью PAM-S (таким образом, в
этом проекте удалось отчасти реализовать вариант трехсту-
трехступенчатого разгонного блока). После развертывания из отсе-
отсека полезного груза корабля МТКС эта силовая установка
сообщила аппарату массой 371 кг рекордную скорость
15,4 км/с.
В отсеке полезного груза МТКС блок IUS с космическим
аппаратом размещается в горизонтальном положении в коль-
кольцевой поворотной люльке. Отделение сборки производится пос-
после ее подъема до наклона в 58°. Работа бортовой системы ста-
стабилизации начинается спустя 10 мин после отделения
(в Т+10 мин), которые необходимы для отвода орбитальной ко-
корабля на расстояние не менее 60 м. В дальнейшем полет блока
IUS включает следующие этапы:
Т+34 мин — уточнение положения блока по звездному дат-
датчику;
Т+47 мин 10 с — ориентация блока перед запуском первой
ступени;
Т+59 мин 48 с — включение маршевого РДТТ первой сту-
ступени (в этот момент орбитальный корабль должен находиться
на расстоянии не менее 18 км);
Т+62 мин 22 с — прекращение работы РДТТ первой ступе-
ступени (при максимальном топливном заряде), коррекция поло-
положения блока двигателями системы стабилизации;
Т+66 мин 39 с — ориентация блока для пассивного участ-
участка полета;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Т+370 мин 55 с — активация системы электропитания вто-
второй ступени;
Т+371 мин 12 с — отделение первой ступени; •
Т+371 мин 19 с — развертывание соплового насадка РДТТ
второй ступени;
Т+371 мин 47 с — ориентация блока перед запуском вто-
второй ступени;
Т+373 мин 47 с — включение маршевого РДТТ второй сту-
ступени;
Т+375 мин 30 с — прекращение работы РДТТ второй сту-
ступени;
Т+379 мин 14 с — коррекция положения блока двигателя-
двигателями системы стабилизации;
.Т+389 мйн 14 с — отделение полезного груза;
Т+394 мин 56 с — маневр ухода второй ступени.
РАКЕТЫ СЕМЕЙСТВА «ТОР».
С покупкой в 1996 г. компании «McDonnell Douglas» кор-
корпорация «Boeing» приобрела права на одно из старейших се-
семейств транспортных космических систем — ракеты «Дельта»,
запуски которых производятся с 1960 г. Своему рождению это
семейство обязано NASA, но, как и некоторые другие РН, оно
создавалось на базе боевой системы «Top» (Thor).
В данном разделе представлено краткое описание основных
типов ракет, использовавших на первых ступенях эту баллис-
баллистическую ракету. Семейству же «Дельта» посвящен следую-
следующий раздел.
К разработке баллистической ракеты средней дальности
(БРСД) «Тор» ВВС приступили в 1955 г. одновременно с про-
проектами «Атлас» и «Титан». При реализации этих программ в
целях сокращения времени и затрат был предусмотрен взаим-
взаимный обмен освоенными технологиями, отдельными конструк-
конструктивными элементами и т.п. Так, например, силовая установ-
установка ракеты «Тор», работавшая на жидком кислороде и кероси-
керосине, комплектовалась одним стартовым двигателем с МБР
«Атлас», практически одинаковые на этих ракетах были сис-
системы наведения, некоторые типы головных частей.
Подобная организация работ по проекту и значительный
опыт головного разработчика — компании «Douglas Aircraft»
(с 1967 г. — «McDonnell Douglas») позволили сразу же изгото-
изготовить ракету в эксплуатационном варианте. В результате уже в
364
А. ШУМИЛИН
октябре 1956 г., через десять месяцев после подписания кон-
контракта на разработку, первая БРСД с фирменным обозначени-
обозначением DM-18 (Douglas Missile) была передана заказчику, а ее пер-
первый (неудачный) старт состоялся в январе 1957 г.
Поскольку одноступенчатая ракета «Тор» предназначалась
для развертывания на территории Великобритании, то среди
требований, предъявлявшихся к самой системе и наземному
оборудованию общей массой до 200 т, было условие транспор-
транспортировки грузовыми самолетами. В результате стоимость раз-
разработки наземного комплекса БРСД составила примерно две
три от всех затрат на программу.
Первые ракеты «Top» SM-75 системы оружия WS-315A
были приняты на вооружение летом 1958 г. В общей сложнос-
сложности до 1963 г. в составе Королевских ВВС Великобритании чис-
числилось четыре эскадрильи с 60 боевыми ракетами. Имевшие-
Имевшиеся в каждой эскадрилье 15 ракет распределялись по пяти стар-
стартовым позициям, каждая из которых обслуживалась пусковой
командой из четырех человек.
На позиции БРСД «Тор» высотой 19,8 м хранилась в мо-
мобильном ангаре на транспортере-установщике. При подготов-
подготовке к запуску, на которую отводилось 15 мин, ангар откаты-
откатывался по рельсовым направляющим, и ракета устанавливалась
в вертикальное положение.
Сразу же после завершения
заправки изделия производи-
производилось включение маршевого
ЖРД. При стартовой массе
50 т система забрасывала ти-
типовой боезаряд на расстояние
2700—3000 км.
БРСД «Тор» проектирова-
проектировалась по схеме несущих баков
с максимальным диаметром
2,44 м. Корпус ракеты выпол-
выполнен из высокопрочного алю-
алюминиевого сплава. Секции
топливного отсека с передним
расположением суживающе-
суживающегося кверху бака горючего со-
Установка БРСД «Тор» бираются из панелей с сило-
силона пусковое устройство вым набором вафельного
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
типа, полученного путем штамповки с последующим хими-
химическим фрезерованием.
Силовая установка МВ-3 фирмы «Rockfetdyne» включает
в себя маршевый двигатель XLR-79-NA-9 тягой 68 т и два вер-
верньерных ЖРД тягой по 0,453 т. Как и на МБР «Атлас »> все
эти двигатели, использующие турбонасосную систему пода-
подачи топлива, закреплены в карданных подвесах для управле-
управления ракетой на активном участке продолжительностью 156 с.
После отделения головной части, которое производится по
команде инерциальной системы наведения, увод ракеты обес-
обеспечивают небольшие тормозные РДТТ, установленные на меж-
межбаковом отсеке.
Как и другие боевые системы, ракета «Тор» часто исполь-
использовалась в исследовательских целях. Для отработки голов-
головных частей МБР «Атлас» в 1957 г. была создана двухступен-
двухступенчатая ракета «Тор-Эйбл» высотой 23 м. На первой ступени
данной модели, представлявшей собой ракету «Тор» с обо-
обозначением DM-1812, монтировалась модернизированная вто-
вторая ступень «Эйбл» с*ракеты «Авангард» диаметром 0,81 м и
длиной 5,5 м. Последний ракетный блок массой 1,8—2,1 ком-
комплектовался различными модификациями ЖРД фирмы
«Aerojet»: AJ10-101 или AJ10-41, работавшими на ингиби-
рованной азотной кислоте и НДМГ.
В 1958 г. было осуществлено три суборбитальных запус-
запуска этой ракеты, первый из которых окончился неудачей, а
остальные были признаны частично успешными. При вто-
втором старте удалось провести биологический эксперимент по
изучению воздействия условий высотного полета на мышь,
находившейся в специальном контейнере. Согласно* телемет-
телеметрической информации, при запуске подопытное животное
испытало кратковременные перегрузки в 60g, а также со-
состояние невесомости в течение 45 мин. Активные поиски
приводнившегося в Атлантическом океане носового отсека
с экспериментальным оборудованием окончились безрезуль-
безрезультатно.
Несмотря на невысокую надежность, ракета «Тор-Эйбл»
была выбрана в качестве средства выведения первых лунных
зондов *. Успешные запуски советских аппаратов вынужда-
* Для обозначения РН, созданных на базе ступеней «Тор», иногда
применялись аббревиатуры LV-2 или DSV с различной индексацией.
366 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
ли ускорять работы по проектам, обещавшим большой обще-
общественный резонанс.
Для запуска трех аппаратов массой 10—40 кг, с которых
началась серия исследовательских станций «Пионер», ракета
с обозначением «Тор-Эйбл-1» была оснащена дополнительной
твердотопливной ступенью «Альтаир» с двигателем Х-248 тя-
тягой 1,36 т (сборка этого блока со второй ступенью практиче-
практически без изменений позднее была применена на ракетах «Ат-
лас-Эйбл» и «Дельта»). Кроме того, в составе самих КА пре-
предусматривался еще один РДТТ тягой 1 т для перехода на
окололунную орбиту.
Ни в одном из трех полетов, осуществленных во второй
половине 1958 г., ракета^Тор-Эйбл-1» со стартовой массой
50,7 т и высотой 27 м не смогла обеспечить решение постав-
поставленных задач (вкл. 56)* Наименее неудачным из них счита-
считается второй, когда аппарату «Пионер-1» была сообщена ско-
скорость iO,54 км/с, и он перешел на высокоэллиптическую ор-
орбиту с* апогеем 115,4 тыс. км. (Запуск станции «Пионер-1»,
состоявшийся 11 октября 1958 г., сталтервым космическим
стартом для NASA. Учрежденному за десять дней до этой
даты агентству были передань все лунные программы воен-
военного ведомства.)
В последующих проектах по изучению дальнего космоса
ракета «Тор-Эйбл» использовалась лишь однажды — весной
1960 г. ее модифицированный вариант «Тор-Эйбл-4» доставил
на гелиоцентрическую орбиту аппарат «Пионер-5» массой
43 кг. Также с помощью РН «Тор-Эйбл» были осуществлены
запуски трех околоземных спутников различного назначения.
К 1960 г. для ракет «Тор» был подготовлен новый более
мощный разгонный блок «Эйбл-Стар», который стал первой
американской ступенью, совершившей повторный запуск дви-
двигательной установки в космическом пространстве. В комплек-
комплектации с этим блоком ракета «Тор-Эйбл-Стар» со стартовой мас-
массой 54,4 т обеспечивала выведение на орбиту высотой 480 км
спутники массой 360 кг.
Ступень «Эйбл-Стар» длиной 5,3 м и диаметром 1,4 м ос-
оснащалась двигателем АЛ0-104 фирмы «Aerojet». Этот ЖРД,
работавший на красной дымящей азотной кислоте и НДМГ,
комплектовался наборным соплом из алюминиевых трубок
для регенеративного охлаждения, а также неохлаждаемым
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
367
титановым насадком, доводившим сте-
степень расширения сопла до 40:1, что
вдвое превышало параметр базового из-
изделия. При давлении в камере сгорания
70,4 кг/см2 двигатель имел тягу 3,6 т и
удельный импульс в вакууме до 276 с.
Для упрощения конструкции была при-
применена вытеснительная подача топлива.
Рабочий компонент системы (гелий) хра-
хранился в трех баках, размещенных в хво-
хвостовом отсеке.
В ходе запуска первый активный уча-
участок блока «Эйбл-Стар» длился 250 с, а
второй после 20-минутного перерыва —
около 50 с. Пространственная стабили-
стабилизация ступени на пассивном участке по-
полета поддерживалась реактивными со-
соплами, работавшими на газообразном
азоте (часть из них использовалась для
осадки топлива перед вторым включени-
включением двигателя).
Повторный запуск маршевого ЖРД
существенно повысил точность формиро-
формирования рабочих орбит выводимых грузов.
Поэтому большинство выполненных в
I960—1965 гг. полетов ракеты «Тор-Эйбл-
Стар» было связано с выведением навига-
навигационных спутников «Транзит».
К разработке ступени «Эйбл-Стар»
ВВС приступили осенью 1959 г. Посколь-
Поскольку этот разгонный блок рассматривался в
качестве альтернативного варианта к до-
достаточно сложной в техническом отноше-
отношении ступени «Аджена», то основными тре-
требованиями, предъявленными к новому
изделию, стали простота конструкции и
низкая стоимость. Несмотря на то что по-
поставленная задача была успешно реше-
решена — стоимость блока оказалась вдвое
ниже, чем у конкурента, проект дальней-
дальнейшего развития не получил.
Ракета «Тор-Эйбл-
Стар»
368 ДВ» А. ШУМИЛИН
В конечном счете ВВС отдали свое предпочтение ступени
«Аджена». Именно с этим блоком многие годы активно ис-
использовались ракеты «Тор» и их модификации. Эксплуатация
семейства «Тор-Аджена» началась в 1959 г. При стартовой
массе 53,7 т модель «Тор-Аджена-А» доставляла на орбиту
высотой 480 км грузы массой 136 кг.
Уже через год состоялся старт ракеты «Тор-Аджена-В»
массой 55,8 т и грузоподъемностью 570—720 кг. Увеличение
энергетических характеристик РН было достигнуто путем мо-
модернизации обеих ступеней модели. Основным отличием пер-
первой ступени ракеты «Тор», обозначенной DM-21, стала новая
силовая установка МВ-3-2 с двигателем LR-79-NA-11 тягой 75 т.
Повысить мощность установки удалось за счет использо-
использования более теплотворной марки керосина (RJ-1 вместо тра-
традиционной RP-1), упрощения и облегчения арматуры топлив-
топливных магистралей, применения новых конструкционных, в том
числе и композиционных, материалов, замены системы вос-
воспламенения и прочее. Известны такие характеристики двига-
двигательной установки МВ-3-2: тяга — 74,8 т, удельный импульс —
251,2 с, расход горючего— 85,4 кг/с, расход окислителя —
206,1 кг/с, соотношение компонентов— 2,414, давление по-
подачи насоса горючего — 58,4 кг/см2, давление подачи насоса
окислителя — 62,3 кг/см2, давление в камере сгорания —
40,2 кг/см2. Верньерные двигатели массой по 35 кг работают
при соотношении компонентов 1,8 и общем расходе топлива
4,4 кг/с.
В 1962—1963 гг. проводились запуски ракет «Тор-Аджена-
D», которые обеспечивали доставку на круговую орбиту высо-
высотой 540 км грузы массой 725 кг, а на орбиты с высоким на-
наклонением — аппараты массой 500 кг. Именно выведение во-
военных спутников на полярные орбиты и было основным
предназначением большинства моделей «Тор-Аджена».
Ракеты «Тор-Аджена» одними из первых прошли стандар-
стандартизацию бортового оборудования. По энергетическим харак-
характеристикам эти РН с индексом SLV-2 мало отличались от сво-
своих аналогов «Тор-Аджена».
Значительного увеличения грузоподъемности ракет семей-
семейства удалось добиться после создания модели SLV-2A в соче-
сочетании со ступенями «Аджена-В» и «Аджена-D», выводившей
на низкие орбиты грузы массой до 1 т (вкл. 39). Столь весо-
весомое приращение было обеспечено за счет применения на пер-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
вой ступени новой силовой установки МВ-3-3 с двигателем LR-
79-NA-13 тягой 77 т, а также использования трех стартовых
ускорителей «Кастор-1», созданных фирмой «Thiokol» на базе
РДТТ ТХ-33-52 тягой 25 т.
В связи с увеличением мощности блок первой ступени «Тор»
со стартовыми ускорителями получил обозначение ТАТ (Thrust-
Augmented Thor— «Тор» с повышенной тягой»).
Для следующей модели SLV-2G были улучшены характе-
характеристики как первой ступени, так и стартовых ТТУ. Теперь на
ракете стали применяться ускорители «Кастор-2», отличаю-
отличающиеся от предыдущих более эффективным топливом и про-
продолжительностью работы.
Модернизация первой ступени предусматривала удлинение
ее топливного отсека на 4,5 м (при этом общая высота блока
достигла 21,6 м) и замена конического бака горючего емкос-
емкостью цилиндрической формы номинального диаметра 2,44 м.
За счет этого масса заправляемого топлива увеличилась на 45%,
а продолжительность работы ступени возросла до 216 с. В та-
такой конфигурации ступень стала называться либо «Thorad»
(«Торад»), либо LTT (Long Tank Thor— «Тор» с удлиненным
топливным отсеком).
В итоге, грузоподъемность ракет SLV-2G с блоком «Адже-
на-D» возросла до 1,2 т на низкой орбите.
Помимо ступеней «Аджена» на ракетах «Тор» в 1965—
1976 гг. применялись твердотопливные разгонные блоки се-
серии «Бернер». Поскольку первая модификация ступени «Бер-
нер-1» создавалась на базе усовершенствованного РДТТ «Аль-
таир» (Х-258) тягой около 2,3 т, то в печати она упоминалась
под обоими названиям, а соответствующие модели ракет име-
именовались как «Тор-Альтаир», или, по более поздним источни-
источникам, «Top» MG-18. Собственное имя «Тор-Бернер-1» было дано
РН, оснащенной ступенью «Альтаир» с двигателем FW-4 тя-
тягой 2,5 т.
Ракеты «Тор-Бернер-1», обеспечивавшие выведение на по-
полярные орбиты спутников массой до 80 кг, как и последую- л
щие модели данного типа, использовались в основном для вы-
выведения военных метеорологических спутников DMSP. Все их
запуски осуществлялись с территории Западного полигона.
Из-за близких габаритов верхних ступеней по внешнему
виду ракеты «Тор-Бернер-2» и «Тор-Бернер-2А» грузоподъем-
грузоподъемностью 82 кг и 200 кг на солнечно-синхронной орбите, соот-
А. ШУМИЛИН
ветственно, практически не отличались друг от друга. Для
последней модели потребовался только несколько удлиненный
головной обтекатель.
В связи с активным использованием ракет семейства «Тор»
в рамках секретных программ в публикациях прежних лет
содержится крайне противоречивая информация не только о
технических характеристиках, но и о типе РН, применявшей-
применявшейся при том или ином запуске. Так, например, в 1976—1980 гг.
для выведения спутников DMSP-5D-1 (AMS) массой 513 кг при-
применялась модель «Top» DSV-2U, которую справочники серии
«Jane's» тех лет относили к семейству «Тор-Бернер-2».
В то же время некоторые эксперты считают, что эксплуа-
эксплуатация ступеней «Бернер» была прекращена в 1976 г., а в со-
составе ракеты DSV-2U применялся не этот разгонный блок, а
схожий по своим характеристикам РДТТ, интегрированный с
полезным грузом.
РАКЕТЫ СЕМЕЙСТВА «ДЕЛЬТА».
В отличие от ракет «Тор» семейство «Дельта» имеет более
обстоятельную (но и не без противоречий) библиографию. Что,
впрочем, неудивительно — на протяжении сорока лет эксплуа-
эксплуатации эти созданные по заказу NASA ракеты применялись в
основном в рамках гражданских, в том числе и коммерческих,
проектов. Высокая надежность и экономичность по-прежнему
выделяют РН «Дельта» среди прочих транспортных систем.
Максимальное использование уже готовых и отработанных
элементов стало основополагающим принципом разработки
моделей семейства. Поэтому за всю историю программы был
проведен только один демонстрационный полет новой ракеты,
причем это событие, несколько подпортившее статистику, про-
произошло только в 2000 г.
Контракт на создание трехступенчатой РН, способной вы-
выводить на орбиту высотой 480 км спутники массой 218 кг или
на траекторию межпланетных перелетов аппараты массой
45 кг, компания «Douglas» получила от Центра Годдарда вес-
весной 1959 г. Новая транспортная система с фирменным обозна-
обозначением DM-19 проектировалась на базе ракеты «Тор-Эйбл»,
применявшейся для выведения лунных зондов.
Первая ступень модели, общая масса которой составила
51 т, а высота 28 м, представляла собой типовую ракету «Тор»
с двигательной установкой МВ-3 тягой 68 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
371
Вторая ступень, собственное
имя которой — «Дельта» — и
дало название всему семейству,
практически не отличалась от
блока «Эйбл»: при диаметре
0,84 м ее длина составляла 4,8 м
(без переходника). Модифициро-
Модифицированная ступень массой 1,8 т осна-
оснащалась двигателем AJ10-142 тя-
тягой 3,4 т. Эта силовая установка
фирмы «Aerojet» работала на бе-
белой дымящей азотной кислоте и
НДМГ.
Третья ступень массой 226 кг,
которая вместе с полезным гру-
грузом полностью закрывалась го-
головным обтекателем, комплекто-
комплектовалась РДТТ X-248-A5D тягой
1,36 т, изготовленным фирмой
«Hercules» в Лаборатории ABL.
Система управления РН вклю-
включала в себя автопилот, установ-
установленный на ступени «Тор», и ра-
радиокомандную систему наведения
фирмы «Bell Telephone Labora-
Laboratories» (BTL).
Активный участок первой
ступени ракеты «Дельта» длил-
длился 160 с, после чего сразу же осу-
осуществлялся запуск второй ступе-
ступени. Сброс головного обтекателя
производился примерно на 180 с
полета. Управление РН при ра-
работе второй ступени в течение
115—120 с выполнялось марше-
маршевым ЖРД и реактивными сопла-
соплами, которые также обеспечивали
стабилизацию блока в ходе пас-
пассивного полета продолжительно-
продолжительностью около 15 мин.
Ракета «Тор-Дельта» —
базовая модель будущего
семейства
372 Яй»> А. ШУМИЛИН
Третья ступень с полезным грузом стабилизировалась вра-
вращением со скоростью 120 об/мин, для чего использовалось спе-
специальное устройство («стол»). Закрутку блока перед его отде-
отделением от второй ступени обеспечивали небольшие РДТТ, ори-
ориентированные по касательной к поворотной части стола.
Расчетное время работы верхней ступени составляло пример-,
но 40 с. Затем приводились в действие двигатели, снижавшие
скорость вращения ступени, и происходило отделение К А.
Примечательно, что эксплуатация одной из самых надеж-
надежных РН началась в мае I960 г. с аварийного старта — на эта-
этапе пассивного полета второй ступени произошел отказ управ-
управляющих сопел системы стабилизации. Тем не менее последо-
последовавшие за ним успешные полеты новой транспортной системы
все больше и больше свидетельствовали о высоком уровне на-
надежности ракет «Дельта» (вторая авария случилась лишь при
24 запуске в 1964 г.).
По своим энергетическим и экономическим параметрам ра-
ракеты «Дельта» оказались весьма эффективным средством вы-
выведения КА гражданского назначения. Поэтому не случайно
первый частновладельческий спутник «Телстар-1», разработан-
разработанный на средства телекоммуникационной компании «American
Telephone and Telegraph», был доставлен в космос именно этой
РН (лето 1962 г.). Цена, назначенная NASA за выведение это-
этого аппарата массой 77,5 кг на эллиптическую орбиту, соста-
составила 2,9 млн долл. (или 13,4 млн долл. по курсу 2000 г.).
Первые заказанные NASA двенадцать ракет «Дельта» се-
серии DM-19 были израсходованы в течение двух лет. Осенью
1961 г. компания «Douglas» приступила к разработке усовер-
усовершенствованной модели семейства.
С тех пор работы по модернизации ракет «Дельта» ведутся
постоянно. В первое десятилетие новые модификации появля-
появлялись практически ежегодно. К настоящему времени общие ко-
количество моделей семейства (с учетом созданных по програм-
программе EELV) перевалило за 30 наименований.
В связи с этим автор счел допустимым представить форма-
формализованное описание ракет «Дельта» с указанием основных
их отличий от предшествующих изделий. (Благо обстоятель-
обстоятельные публикации с подобным изложением материала позволя-
позволяют это сделать до большинству ранних моделей семейства.)
Новые элементы РН отмечены знаком «4-», для блоков, остав-
оставшихся без изменений, дана лишь краткая характеристика.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
«ДЕЛЬТА-А» (DSV-3A)
Годы эксплуатации — 1962.
Количество полетов — 2.
• Масса полезного груза,' выводимого на орбиту высотой
360 км, — 317 кг.
1-я ступень— «Top» DM-21 высотой 18,2 м с силовой ус-
установкой МВ-3—2 (маршевый ЖРД LR-79-NA-11 тягой 75—
79 т и два верньерных ЖРД тягой по 0,45 т); новое керосино-
керосиновое горючее RJ-1; укороченный на 1,67 м верхний переход-
переходник с меньшей на 180 кг массой конструкции.
2-я ступень — двигательная установка АЛО-118 тягой 3,4 т
и с продолжительностью работы 120 с; ступень оснащена реак-
реактивными соплами для ее увода от верхнего разгонного блока.
3-я ступень — твердотопливный двигатель X-248-A5D тя-
тягой 1,24 тис продолжительностью работы 38 с.
Система наведения: радиоинерциальная, серии BTL-300.
Головной обтекатель: на первых моделях семейства при-
применялось два типа обтекателей: узкий, имевший минималь-
минимальное аэродинамическое сопротивление, и с расширявшейся верх-
верхней частью; их показатели: масса — 70 и 87 кг, длина — 3,15 и
2,92 м, диаметр— 0,84 и 1,06 м (в последнем случае макси-
максимальный), полезный объем — 0,57 и 1,08 м3.
«ДЕЛЬТА-В» (DSV-3B), 1962—1964
Количество полетов — 9.
Масса полезного груза на переходной орбите — 68 кг.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 376 кг.
1-я ступень— «Top» DM-21.
2-я ступень— ЖРД AJ10-118D тягой 3,43т, работающая
на красной дымящей азотной кислоте и НДМГ; изменены га-
габариты ступени— длина ступени увеличена до 5,74 м, диа-
диаметр уменьшен до 0,81 м; за счет увеличения объема топлив-
топливного отсека масса ступени возросла до 2,69 т, а продолжитель-
продолжительность работы до 170 с.
3-я ступень — РДТТ X-248-A5DM со следующими харак-
характеристиками — длина 1,5 м, диаметр — 0,45 м, масса — 240 кг,
тяга — 1,25 т, продолжительность работы — 42 с.
Система наведения — радиоинерциальная, серии BTL-600.
В феврале 1963 г. ракета «Дельта-В» обеспечила доставку
**а стационарную орбиту первого космического аппарата — им
стал спутник связи «Синком-1».
374 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
«ДЕЛЬТА-С» И «ДЕЛЬТА-С1» (DSV-3C, DSV-3C1), 1963—1969
Количество полетов — 13.
Масса полезного груза на переходной орбите — 82 кг.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 407 кг.
1-я ступень-— «Top» DM-21.
2-я ступень — двигатель АЛО—118D.
+ 3-я ступень — двигатель Х-248 (модель С). РДТТ Х-258 тя-
тягой 2,8 т (модель С1).
Система наведения — радиоинерциальная, серии BTL-600.
+ Головной обтекатель — модифицированный вариант об-
обтекателя с расширяющейся верхней частью.
Вначале 1965г. с помощью РН «Дельта-С» впервые с
м. Канаверал на полярную орбиту был доставлен метеороло-
метеорологический спутник «Тирос-9».
«ДЕЛЬТА-D» (DSV-3D), 1964—1965
Количество полетов — 2.
Масса полезного груза на переходной- орбите — 104 кг.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 575 кг.
+ Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор» (ТХ-33—52)
тягой 25 т
+ 1-я ступень — силовая установка МВ-3-3 с маршевым
ЖРД LR-79-NA-13 тягой 77 т.
2-я ступень — двигатель АЛО—118D.
3-я ступень — двигатель Х-258.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
Модель «Дельта-D» или TAD (Thrust Augmented Delta —
«Дельта» с повышенной тягой), совершившая всего два поле-
полета, стала промежуточным этапом программы по улучшению
энергетических характеристик моделей семейства. Данные
работы велись по всем основным компонентам РН. Если мо-
модернизация первых ступеней проводилась с учетом опыта
ВВС по созданию блоков ТАТ («Тор» с повышенной тягой»),
то разработкой верхних ступеней NASA занималось в боль-
большей степени самостоятельно.
«ДЕЛЬТА-Е» И «ДЕЛЬТА-ЕЬ (DSV-3E, DSV-3E1), 1965—1971
Количество полетов — 23.
Масса полезного груза на переходной орбите — 204 кг.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 734 кг.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
360 км — 553 кг.
Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор» (иногда они
заменялись ускорителями «Кастор-2» тягой 25 т).
1-я ступень — силовая установка МВ-3-3 тягой 77 т.
+ 2-я ступень — увеличение диаметра ступени с 0,81 м до
1,39 м, но с некоторым уменьшением длины до 5,43 м. (В ре-
результате масса топлива возросла с 2,1 т до 4,75 т, а продолжи-
продолжительность работы до 400 с. Новый маршевый двигатель АЛ 0-
118Е тягой 3,53 т. Этот ЖРД, рассчитанный н$ повторное
включение в полете, оснащен соплом со степенью расширения
40:1 прежняя модель имела вдвое меньший показатель.)
+ 3-я ступень — РДТТ Х-258 (модель Е). Двигатель FW-
4 фирмы «United Technology Center» (модель El). Характери-
Характеристики последнего РДТТ, заимствованного у ВВС, были такие:
тяга— 2,47 т, масса— 299 кг, высота— 1,57 м, диаметр —
0,51 м, время работы — 31 с.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
+ Головной обтекатель — длина — 5,69 м, диаметр —
1,66 м, полезный объем — 5,43 м3.
Ракета «Дельта-Е» стала первой моделью семейства, запу-
запущенной с территории Западного полигона A966 г.; стартовая
площадка SLC-2E).
При реализации проекта «Дельта-Е» NASA совместно с
компанией «Douglas» сумели не только улучшить энергети-
энергетические характеристики новой РН, но и существенно снизить
затраты на ее эксплуатацию. Если для ранних моделей удель-
удельная стоимость выведения грузов на орбиту высотой 540 км оце-
оценивалась в 11 000 долл./кг, то для новой ракеты этот показа-
показатель был снижен вдвое. Тем не менее, согласно официальным
сообщениям тех лет, по удельным затратам на запуск семей-
семейство «Дельта» уступало более мощным ракетам «Атлас-Цен-
«Атлас-Центавр» и «Титан-ЗС». Хотя последние РН в коммерческих це-
целях тогда не применялись и их реальные стоимостные показа-
показатели не афишировались.
«ДЕЛЬТА-G» (DSV-3G), 1966—1967
Количество полетов — 2.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 592 кг.
Эта модель представляла собой двухступенчатый вариант
Ракеты «Дельта-Е».
А. ШУМИЛИН
«ДЕЛЬТА-J» (DSV-3J), 1968
Количество полетов — 1.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 818 кг.
Данная транспортная системы также являлась модифици-
модифицированным вариантом ракеты «Дельта-Е», единственным отли-
отличием которого была третья ступень. На модели «Дельта-J»
устанавливался РДТТ ТЕ-364-3 фирмы «Thiokol» со следую-
следующими характеристиками: тяга — 4,54 т, масса — 714 кг, мас-
масса топлива — 652 кг, длина — 1,32 м, диаметр — 0,95 м.
«ДЕЛЬТА-N» (DSV-3N), 1968—1972
Как и ракета «Дельта-D», данная модель создавалась NASA
с учетом опыта ВВС по усовершенствованию РН семейства «Тор».
Количество полетов — 6.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 700 кг.
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
550 км — 472 кг.
+ Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2» (ТХ-354-5)
с начальной тягой 15 т. Усредненный показатель тяги за 38 с
работы изделия составлял 25 т с максимальным значением 28 т.
+ 1-я ступень— блок LTT длиной 21,4м и с постоянным
диаметром 2,44 м.
2-я ступень — двигатель AJ10-118E тягой 3,53 т.
3-я ступень — не применялась.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
«ДЕЛЬТА-М» (DSV-3M), 1968—1970
Количество полетов — 11.
Масса полезного груза на переходной орбите — 356 кг.
Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2».
1-я ступень — блок LTT.
2-я ступень— двигатель AJ10-118E.
+ 3-я ступень — двигатель ТЕ-364-3.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
«ДЕЛЬТА-L» (DSV-3L), 1969—1972
Количество полетов — 3.
Масса полезного груза на переходной орбите — 241 кг.
Масса полезного груза на высокоэллиптической орбите —
117 кг.
Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
1-я ступень — блок LTT.
2-я ступень — двигатель AJ10-118E.
+ 3-я ступень — двигатель FW-4D тягой 2,6 т.
Система наведения— радиоинерциальная, BTL-60Q.,
«ДЕЛЬТА-Ne» (DSV-3N6), 1970—1971
В 1968 г. компания «McDonnell Douglas» приступила к изу-
изучению возможностей комплектации РН «Дельта» большим
числом стартовых ускорителей. Сначала предусматривалось
использование шести, а затем и девяти ТТУ. Первый вариант
был отработан на двух моделях семейства «Дельта-Ne» и «Дель-
та-Мб», совершивших в 1970—1971 гг. всего четыре полета.
Количество полетов — 3.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,3 т.
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
360 км — 974 кг.
+ Стартовые ускорители— шесть ТТУ «Кастор-2» тягой
25 т. (В целях снижения стартовой перегрузки три ТТУ вклю-
включаются одновременно с маршевым ЖРД первой ступени, а ос-
остальные на 31 с полета после прекращения работы первых.
Однако их отделение происходит практически одновременно в
Т+90 с и Т+95 с. Примечательно отметить, что в составе пер-
первой РН «Дельта-Ne» использовалось три ускорителя «Кастор-
1» и три «Кастор-2»).
1-я ступень — блок LTT.
2-я ступень — двигатель AJ10-118E.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
«ДЕЛЬТА-Мб» (DSV-3M6), 1971
Количество полетов — 1.
Масса полезного груза на переходной орбите — 45,3 кг.
+ Стартовые ускорители — шесть ТТУ «Кастор-2».
1-я ступень — блок LTT.
2-я ступень — двигатель AJ10-118E.
3-я ступень — двигатель ТЕ-364-3.
Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
«ДЕЛЬТА» СЕРИИ «100», 1972-^1973
Начиная с 1972 г. новым РН семейства «Дельта» стало при-
присваиваться цифровое обозначение, в котором каждая цифра
определяла тип соответствующей ступени модели.
А. ШУМИЛИН
Нумерация ракет серии «100» имела следующую расшиф-
расшифровку. Первая цифра указывала количество стартовых уско-
ускорителей. Вторая — маршевый ЖРД второй ступени (всегда
ставился ноль, соответствующий новому двигателю AJ10-118F).
Третья — тип третьей ступени (всегда указывался ноль, так
как все модели серии с обозначениями «Дельта-900» и «Дель-
та-300» использовались в двухступенчатом варианте).
Запуски ракет данной серии производились с Западного
полигона.
Количество полетов — 5.
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,68 т
(модель «900»).
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
360 км — 1,22 т (модель «900»).
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
1400 км — 340 кг (модель «300»).
+ Стартовые ускорители — три или девять ТТУ «Кастор-2»
тягой 25 т.
+ 1-я ступень — блок LTT с универсальным хвостовым отсе-
отсеком, позволяющим варьировать количество ускорителей C,6 или
9 изделий). (Подобное новшество расширило возможности по
выведению с минимальными затратами на доработку РН. Сту-
Ступень оснащалась модернизированным ЖРД LR-79-NA-13 со сле-
следующими характеристиками: тяга — 80 т, давление в камере
сгорания — 40 атм, удельный импульс на уровне моря — 252 с,
в вакууме — 287 с, степень расширения сопла 8:1, продолжи-
продолжительность работы — 220 с.
+ 2-я ступень— для ступени фирмой «Aerojet» был под-
подготовлен новый маршевый двигатель AJ10-118F, работаю-
работающий на азотном тетроксиде и «аэрозине-50». Данный ЖРД
представлял собой усовершенствованный вариант установ-
установки АЛ0-138со ступени «Транстейдж» ракеты «Титан-ЗС»
и имел такие характеристики: тяга — 4,3 т, давление в ка-
камере сгорания— 9 атм, степень расширения сопла— 40:1»
продолжительность работы — 320 с. В результате выполнен-
выполненных доработок общая масса ступени при высоте — 5,18 м и
диаметре— 1,52 м составила— 5,72 т .
3-я ступень — не применялась (хотя готовился вариант мо-
модели 904 с новым твердотопливным двигателем ТЕ-364-4).
+ Система наведения — инерциальная система наведения
DIGS (Delta Inertial Guidance System) с беспл&тформенными из-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
379
Подготовка к старту ракеты «Дельта» модели 900
380 ДВи» А, ШУМИЛИН
мерительными блоками и новым компьютером. Работы по но-
новой системе наведения начались в 1969 г. Инерциальные изме-
измерительные блоки создавались компанией «Hamilton Standard»
на базе оборудования, применявшегося в лунных кораблях
«Аполлон», а БЦВМ фирмы «Teledyne» была аналогична той,
которой комплектовался разгонный блок «Центавр-D-IA».
«ДЕЛЬТА» СЕРИИ «1000», 1972—1973
Ракеты «Дельта» серии 1000 обозначались таким образом.
Первая цифра (всегда 1) определяла тип первой ступени, вто-
вторая — количество ТТУ, третья — схему монтажа второй сту-
ступени и габариты головного обтекателя @ — непосредственно
на первой ступени с малым обтекателем; 1 — в переходнике
Первой ступени под крупногабаритным обтекателем), четвер-
четвертая — тип третьей ступени (при ее отсутствии ставился ноль).
Разработка моделей серии «1000» в значительной степени
была инициирована запросами коммерческих заказчиков.
В 1968 г. от канадской телекоммуникационной компании
«Telesat» NASA получило заказ на выведение двух спутников
связи «Аник-А» и «Аник-В» массой по 560 кг. Но для разме-
размещения этих КАна ракетах «Дельта» понадобился головной
обтекатель с диаметром не менее 1,83 м (стандартный же имел
показатель 1,66 м).
Первоначально компания «McDonnell Douglas» планирова-
планировала подготовить обтекатель диаметром 2,1 м. Но в итоге было
принято решение о создании изделия диаметром 2,44 м, соот-
соответствующего диаметру первой ступени ракет. Причем обтека-
обтекатель стал монтироваться не на второй ступени (в этом случае
потребовались бы значительные доработки последней), а на спе-
специальном переходнике, закрепленном непосредственно на пер-
первой ступени. В такой конфигурации, неофициально называвшей-
называвшейся «Straight Eight» («Прямая восьмерка» — по постоянному
диаметру в 8 футов), РН данной серии использовались в трех
из шести осуществленных полетах (модели 1914 и 1913). При
остальных запусках применялся прежний головной обтекатель
A604, 1600 и 1900).
Количество полетов — 6.
Масса полезного груза на переходной орбите — 0,68 т (мо-
(модель «1904»), 0,63 т (модель «1914»).
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,83 т
(модель «1900»).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км
1,34 т (модель 1900).
Стартовые ускорители — шесть или девять ТТУ «Кастор-2».
4- 1-я ступень — необходимость увеличения массы полезно-
полезного груза, головного обтекателя и элементов их крепления по-
потребовала улучшения энергетических характеристик ракеты. Это
было обеспечено за счет ряда мероприятий, в частности созда-
создания новой первой ступени, названной ELTT (Extended Long Tank
Thor — «Top» с длинным топливным отсеком). Этот блок отли-
отличался удлиненным на 3 м баковым отсеком, позволившим уве-
увеличить запас топлива с 67 т до 80 т. Кроме того, в целях сни-
снижения массы конструкции топливных баков и переходника была
изменена форма их силового набора; если раньше применялась
вафельная конструкция с сеткой типа «квадрат», то теперь в
панелях обечаек вытравливались трехугольные ячейки.
2-я ступень — двигатель AJ10-118F тягой 4,3 т.
+ 3-я ступень — двигатели ТЕ-364-3 (в обозначении моде-
модели ставилась 3) или ТЕ-364-4 (в обозначении указывалось 4).
Последний РДТТ имел характеристики: тяга — 6,8 т, общая
масса— 1,12 т, масса топлива— 1,07 т, продолжительность
работы— 44 с, длина— 1,83 м, диаметр— 0,96 м. От пред-
предшествующей модели, имевшей практически сферический кор-
корпус, он отличался центральной цилиндрической вставкой дли-
длиной 36 см.
Система наведения — инерциальная, DIGS.
+ Головной обтекатель — металлический двухлепестко-
вый обтекатель длиной 7,9 м и диаметром 2,44 м, полезный
объем 17 м3.
«ДЕЛЬТА» СЕРИИ 2000, 1974—1981
Принцип высокой надежности и экономичности в наиболь-
наибольшей степени NASA удалось воплотить в ракетах серии 2000.
Несмотря на незначительное улучшение энергетических харак-
характеристик, по интенсивности эксплуатации они превзошли все
предшествующие типы.
При индексации моделей в первой и третьей позициях все-
гДа указывались 2 и 1 соответственно, поскольку на ракетах
серии применялись новые первая и Ёторая ступени; остальные
^е цифры соответствовали нумерации предшествующей серии.
Всего было разработано шесть моделей: «2310», «2313»,
«2410», «2910», «2913» и «2914» (вкл. 40).
А. ШУМИЛИН
Количество полетов — 46.
Масса полезного груза на переходной орбите— 0,7 т (мо-
(модель «2914»).
Масса полезного груза на орбите высотой 360 км— 1,9 т
(модель «2910»).
Масса полезного груза на полярной орбите высотой
360 км— 1,4 т (модель «2910»).
Стартовые ускорители — три, четыре иди девять ТТУ «Ка-
стор-2».
+ 1-я ступень— новый маршевый ЖРД RS~27, который
представлял собой модернизированный вариант двигателя Н-1
с первой ступени ракет «Сатурн-1» и «Сатурн-IB» (последний
в свою очередь проектировался на базе маршевого ЖРД раке-
ракеты «Тор»). Основные характеристики двигателя RS-27: тяга —
92,8 т, масса — 1т, удельный импульс — 262 с, продолжитель-
продолжительность работы — 242 с, расход окислителя — 245 кг/с, расход
керосина (традиционной марки RP-1) — 109 кг/с, высота —
3,6 м, диаметр— 1,7 м.
Составным элементом первой ступени стал переходник
высотой 4,72 м и массой 444 кг. Помимо узлов крепления вто-
второй ступени он оснащался пружинными толкателями для ее
отделения.
+ 2-я ступень — в не меньшей степени подверглась дора-
доработкам. Во-первых, была изменена ее силовая схема. Если рань-
раньше блок непосредственно устанавливался на первой ступени и
был несущим элементом конструкции, то теперь он подвеши-
подвешивался внутри переходника на ферме небольшой силовой сек-
секции («мини-юбки») высотой 28 см (такой вариант крепления
был испытан на моделях «1914»).
Снижение нагрузок позволило облегчить конструкцию сту-
ступени, оказавшись от опорной нижней юбки. В результате уве-
увеличившегося объема была изменена компоновка всего хвосто-
хвостового отсека, в частности восемь баллонов с азотом для двига-
двигателей системы ориентации были заменены одной большой
емкостью, а число баллонов с гелием для наддува баков со-
сократилось с трех до двух (после отделения полезного груза
остатки последнего компонента стравливаются через специаль-
специальные сопла для увода отработанной ступени).
И, во-вторых, вторая ступень была оснащена новым мар-
маршевым ЖРД тягой 4,46 т. После изучения различных изде-
изделий NASA, исходя из принципу использования только отрз*
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ботанной техники, выбрало двигатель LMDE («Lunar Module
Descent Engine»), применявшийся на посадочной ступени лун-
лунного модуля корабля «Аполлон». Несмотря на некоторое не-
несоответствие требованиям по массе и удельному импульсу,
выбор полностью себя оправдал — модифицированный фир-
фирмой TRW вариант ЖРД с обозначением TR-201 применялся
в составе ракет «Дельта» в течение пятнадцати лет. Более
того, и спустя тридцать лет после создания этот двигатель
по-прежнему рассматривается в качестве возможного вари-
варианта комплектации перспективных верхних ступеней и раз-
разгонных блоков.
Общие характеристики модернизированной второй ступе-
ступени стали такими: длина — 5,9 м, диаметр — 1,39 м, масса кон-
конструкции — 837 кг, маёса топлива -«— 4,58 т, продолжитель-
продолжительность работы — 300—335 с.
3-я ступень — РДТТ ТЕ-364-3 (в обозначении модели ста-
ставилась 3) или ТЕ-364-4 (в обозначении указывалось 4).
Система наведения — DIGS.
«ДЕЛЬТА» СЕРИИ «3000», 1975—1989
После создания ракет «Дельта» серии «2000» NASA отка-
отказалось от дальнейшей модернизации семейства, предполагая
после начала полетов МТКС «Спейс Шаттл» все свои грузы
выводить с ее помощью.
Однако быстрое развитие систем космической связи зна-
значительно опережало работы по созданию МТКС. В стремлении
улучшения характеристик спутников связи, масса и размеры
которых все больше и больше увеличивались, их разработчи-
разработчики зачастую выходили за пределы возможностей имевшихся
тогда средств выведения. В такой ситуации оказалась фирма
«RCA Globecom», в начале 1970-х годов приступившая к про-
проектированию спутников «Satcom» массой 900 кг на переход-
переходной орбите, что примерно на 30% превышало грузоподъем-
грузоподъемность последней модели «Дельт-—2914» (применение же более
тяжелых и дорогостоящих ракет «Атлас-Центавр» было при-
признано нерентабельным).
В 1973 г. для решения возникшей проблемы компании RCA
и «McDonnell Douglas» заключили соглашение о совместном
Финансировании работ по созданию требуемой РН. Впервые в
Истории американской космонавтики новая транспортная си-
стема, названная «Дельта—3914», создавалась на средства ча-
А. ШУМИЛИН
стновладельческих организаций (и это за десятилетие до при-
принятия закона о коммерческих запусках).
Для обеспечения требуемой грузоподъемности на модели
«3914» было решено использовать более мощные ТТУ «Кас-
тор-4» с тягой 38,5 т. В связи с этим для снижения началь-
начальных перегрузок было решено старт ракет производить при
пяти работающих ускорителях. Поскольку новые блоки име-
имели большие габариты, чем предшествующие образцы (их вы-
высота составляла 11,2 м, а диаметр — 1 м), то основные дора-
доработки были связаны с модификацией узлов их крепления на
РН. Общая стоимость модернизации была оценена в 7,5—
11 млн долл., из которых 3,75 млн долл. сразу же были пред-
представлены заказчиком — фирмой RCA.
Учитывая важность проекта, ход его выполнения контро-
контролировался NASA, и все работы велись в соответствии с приме-
применявшимися тогда техническими нормами и стандартами. Ад-
Административно-управленческие функции NASA оплачивались
компанией «McDonnell Douglas».
Ракета «Дельта» 3914, первый старт которой (со спутни-
спутником «Satcom-1») был успешно произведен в ко^це 1975 г., ока-
оказалась весьма удачной моделью. Это было вынуждено признать
и NASA, вскоре согласившись использовать ее в своих про-
программах. В течение последующих пятнадцати лет ракеты се-
серии «3000» являлись основными средствами выведения спут-
спутников среднего класса массой до 1,3 т на переходной орбите
(значение дано по самой мощной модели серии).
Индексация моделей серии «3000» была схожа с обозначе-
обозначением предыдущей. В первой позиции всегда ставилась 3, оз-
означавшая использование первой ступени ELTT с двигателем
RS-27 и стартовыми ускорителями «Кастор-4». Вторая — ука-
указывала количество ТТУ (при всех полетах использовался ком-
комплект из 9 изделий). Третья соответствовала типу ЖРД вто-
второй ступени: 1 — двигателю TR-201, 2 — новому двигателю
AJ10-118K. Четвертая цифра определяла тип РДТТ третьей
ступени: 0 — его отсутствие, 3 — двигатель ТЕ-364-3, 4 — дви-
двигатель ТЕ-364-4. На поздних модификациях ракет серии при-
применялся новый твердотопливный разгонный блок РАМ,
в этом случае его название непосредственно вносилось в обо-
обозначение модели.
Основные характеристики модели 3914 представлены в виде
справочных данных.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Ж- 385
Ракета «Дельта» модели 3914
386 ^^ А.ШУМИЛИН
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДЕЛЬТА-3914»
Разработчик— «McDonnell Douglas».
Период разработки — 1973—1975 гг.
Период эксплуатации — 1975—1986 гг.
Стоимость запуска — 15 млн долл. (в ценах 1976 г.).
Энергетические характеристики — 950 кг (переходная ор-
орбита), 2,6 т (круговая орбита высотой. 185 км — для двухсту-
двухступенчатой модели «3910»).
Стартовая масса — 193,5 т.
Высота — 35,4 м.
Диаметр — 2,44 м.
Стартовые
Высота — 11,2 м.
Диаметр—1,02 м.
Масса— 11 т.
Двигатель — «Кастор-4» (ТХ-526).
Топливо — полибутадиен-акриловая кислота РВАА с
14%-ным содержанием алюминия.
Масса топлива — 9,26 т.
Давление (среднее) — 38,4 атм.
Тяга — 38,5 т (на уровне моря), 43,7 т (в вакууме).
Удельный импульс — 228,4 с.
Время работы,— 54 с.
Первая ступень
Высота — 22,9 м.
Диаметр — 2,44 м. '
Стартовая масса — 84,85 т.
Масса конструкции — 4,08 т.
Двигательная установка — RS-27.
Топливо — жидкий кислород и керосин.
Масса топлива — 79,7 т.
Тяга — 93,1 т (при запуске), 97 т (в вакууме).
Время работы — 228 с.
Вторая ступень • ,
Высота — 5,9 м.
Диаметр— 1,39 м.
Стартовая масса — 6,1 т.
Масса конструкции — 1,1 т.
Двигатель— TR-201.
Топливо— азотный тетроксид и «Аэрозин-50».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^*- 387
Масса топлива — 5,04 т.
Тяга в вакууме — 4,6 т.
Третья ступень
Высота (без переходника полезного груза) — 1,83 м.
Диаметр — 0,96 м.
Стартовая масса (без переходника полезного груза) — 1,12 т.
Двигатель — ТЕ-М-364-4.
Топливо — перхлорат аммония с углеводородным связую-
связующим и алюминием.
Масса топлива — 964—1039 кг.
Тяга в вакууме — 6,8 т (средняя), 8,2 т (максимальная).
Время работы — 43,6 с.
Частота вращения при стабилизации — 30—100 об/мин.
Мощность передатчика телеметрии — 2—8 Вт.
Головной обтекатель
Высота — 7,93 м.
Диаметр — 2,44 м.
Масса — 580 кг.
Полетное время сброса — 278 с.
В 1976 вследствие постоянного роста массы стационарных
спутников связи компания «McDonnell Douglas» приступила
к разработке новой верхней ступени, которая позволила бы
доставлять на переходную орбиту аппараты массой 1,1т (дол-
(долгие годы применявшиеся РДТТ серии ТЕ-М-364 уже не могли
обеспечить подобную грузоподъемность). Но поскольку при-
приближалась эпоха системы «Спейс Шаттл», перед проектанта-
проектантами была поставлена задача совместимости нового разгонного
блока не только с ракетами «Дельта», но и с МТКС.
Новая верхняя ступень, названная PAM-D (Payload Assist
Module-Delta— «Вспомогательный блок для полезных гру-
грузов класса «Дельта»), разрабатывалась на базе двигателя
ТЕ-М-711 («Стар-48В») тягой 6,7 т и с удельным импульсом
292,1с. Как и все модели серии «Стар», этот РДТТ имеет
практически сферический корпус, выполненный из титано-
титанового сплава. Его диаметр составляет 1,24 м, длина— 2,03 м.
В качестве топлива используется полибутадиен НТРВ с добав-
добавками алюминия. При общей массе двигателя 2,14 т масса топ-
топлива может варьироваться в пределах 1,76—2 т для работы в
течение 84—87 с.
А. ШУМИЛИН
На ракете «Дельта—3910» блок РАМ монтируется вместе со
столом закрутки на приборном отсеке второй ступени. Через 50 с
после прекращения работы маршевого ЖРД второй ступени по-
подается команда на включение небольших РДТТ, осуществля-
осуществляющих закрутку блока с КАдо скорости 30—110 об/мин. После
разрыва пироболтов силовых связей разгонный блок отводится
от второй ступени с помощью четырех пружинных толкателей.
Запуск маршевого РДТТ производится примерно на 20 мин
полета. Для предотвращения нутационных колебаний на ак-
активном участке полета и перед отделением КА ступень РАМ
оснащается системой их гашения, состоящей из датчика (од-
ностепенного гироскопа) и гидразинных ЖРД малой тяги.
Увод полезного груза от отработанного блока также обеспе-
обеспечивается пружинной системой — четыре толкателя с усили-
усилием по 90 кг сообщают выведенному объекту относительную
скорость 0,6—2,4 м/с.
Первый полет ракеты «Дельта—3910/РАМ» состоялся в
конце 1980 г.
Применяемый в составе МТКС «Спейс Шаттл» разгонный
блок PAM-D имеет некоторые конструктивные особенности.
В частности, из-за габаритных ограничений маршевый РДТТ
оснащается укороченным на 20 см соплом. В отсеке полезного
груза орбитального корабля блок PAM-D крепится в специ-
специальной люльке массой 1,1т. Общая масса сборки этой мон-
монтажной конструкции, оснащенной солнцезащитными створка-
створками, и верхней ступени с КА составляет 4,56 т.
Особенностью развертывания блока PAM-D на борту
МТКС является использование электромоторов для его за-
закрутки. При этом предусмотрена тормозная система на слу-
случай возникновения нештатной ситуации. После отделения бло-
блока с полезным грузом орбитальный корабль должен удалить-
удалиться на безопасное расстояние, на что отводится примерно 45 мин,
после чего подается команда на запуск РДТТ блока.
Для обеспечения запусков с борта МТКС более тяжелых ап-
аппаратов массой 1,8—1,9 т компания «McDonnell Douglas» раз-
разработала усовершенствованный вариант ступени — PAM-D2. В ее
составе применялся двигатель «CTap-63D» с максимальной тя-
тягой 10,9 т. Основные системы этого блока были заимствованы
с базового изделия; практически без изменений осталась и мон-
монтажная конструкция, хотя диаметр РДТТ был увеличен до 1,6 м.
Общая масса сборки ступени с КА и люльки составила 7,23 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
389
Вывод спутника с блоком PAM-D из отсека полезного
груза корабля
390 ЯШЬт> А, ШУМИЛИН
Габариты отсека полезного груза орбитального корабля
допускают монтаж четырех типовых спутников с блоками
РАМ. В 1985 г. было осуществлено два запуска МТКС «Спейс
Шаттл», в ходе которых на их борту размещалось по три ап-
аппарата; в одном из этих полетов два спутника комплектова-
комплектовались ступенями PAM-D, а один моделью PAM-Q2.
Разгонный блок PAM-D2 проектировался в основном для
запусков с борта МТКС навигационных спутников «Навстар».
Однако после утраты «Челленджера» эти планы были аннули-
аннулированы. В целом данное изделие использовалось всего триж-
трижды — два раза в составе МТКС и один раз в качестве верхней
ступени ракеты «Титан-3».
Следующая модель семейства «Дельта—3920» практичес-
практически повторила судьбу предшественницы (вкл. 41). Отказавшись
сначала от участия в проекте, NASA под давлением обстоя-
обстоятельств и Конгресса было вынуждено сделать заказ на новую
РН. Отсрочки с вводом в эксплуатацию МТКС «Спейс Шаттл»
и появление на международном рынке- консорциума
«Arianespace» вынуждали владельцев КА все чаще обращать-
обращаться к услугам последнего.
Кроме того, ряд правительственных грузов, например спут-
спутники наблюдения Земли «Лэндсат», должны были выводить-
выводиться на полярные орбиты. Полеты же МТКС с Западного поли-
полигона могли начаться лишь в середине 1980-х годов, а имевши-
имевшиеся в распоряжении РН не подходили по своей
грузоподъемности. В итоге NASA пришлось возглавить про-
проект, работы по которому шли уже полным ходом.
Для повышения энергетических характеристик ракета
«Дельта—3910» должна была комплектоваться новой второй
ступенью. Подходящий ракетный блок проектировался фир-
фирмами «McDonnell Douglas» и «Aerojet» для японской ракеты
N-2 (первые японские РН создавались по американским ли-
лицензиям на базе блоков «Торад»).
Общие затраты на разработку новой модели «3920» были
оценены в 7,5—9 млн долл. Но при этом один из потенциаль-
потенциальных заказчиков — канадская компания Telesat высказала го-
готовность оплатить около 20% требуемой суммы в расчете на
использование трехступенчатого варианта ракеты «3920/РАМ»
для выведения своих перспективных спутников массой 1,3 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИК 391
Важными отличиями второй ступени модели «3920» были
увеличенный до 1,7 м диаметр топливного отсека и новый мар-
маршевый двигатель AJ10-118K с тягой 4,38 т. Основной объем
работ по созданию данной силовой установки был выполнен
ВВС в рамках программы ITIP («Improved Transtage Injector
Program»), предполагавшей усовершенствование форсуночной
головки для ЖРД блока «Транстейдж» (их модифицирован-
модифицированные варианты получили обозначение АЛ0-138А).
Несмотря на существенное увеличение и массы и габари-
габаритов, схема крепления второй ступени на ракете «Дельта» ос-
осталась прежней — блок подвешивался в переходном отсеке на
силовой мини-юбке. (Эта ступень в неизменном виде эксплуа-
эксплуатируется до сих пор в составе ракет «Дельта-2» серии 7000.)
В ходе первого своего старта, осуществленного в июле
1982 г. с базы Ванденберг, двухступенчатая ракета «Дельта —
3920» вывела на полярную орбиту высотой 700 км спутник
«Лэндсат-4» массой 1,94 т. Спустя месяц на стационарную ор-
орбиту моделью «3920/РАМ» был доставлен спутник связи
«Аник-Dl» компании «Telesat».
С началом в 1982 г. коммерческих полетов европейских
ракет «Ариан-1» грузоподъемностью 1,85 т на переходной ор-
орбите ситуация на рынке пусковых услуг существенно измени-
изменилась. Субсидируемый Европейским космическим агентством
ESA консорциум «Arianespace» назначал достаточно низкие
цены за выведение КА — 20—22 млн долл.
Хотя стоимость фрахта МТКС «Спейс Шаттл» для анало-
аналогичных по классу грузов была существенно ниже (около 9 млн
долл., но без стоимости разгонного блока), низкая интенсив-
интенсивность полетов системы и, как следствие, длительный период
ожидания запуска вынуждал постоянных клиентов NASA пе-
передавать свои аппараты европейскому консорциуму. Уже на
первый год штатной эксплуатации ракет «Ариан» было за-
запланировано четыре полета, на 1983 г. — пять, а в 1984 г. на-
намечалось осуществить шесть стартов.
Потеряв монополию на коммерческие запуски, NASA из-
изменило свое отношение к отечественным средствам выведения
вообще, и к ракетам «Дельта» в частности. Так, например,
между агентством и компанией «McDonnell Douglas» были
проведены переговоры по вопросам согласования ценовой по-
политики и повышения конкурентоспособности моделей семей-
семейства, поскольку в отличие от финансируемой правительством
А. ШУМИЛИН
МТКС стоимость запуска ракет «Дельта» B5 млн долл.) опре-
определялась исходя из реальных трудозатрат.
Но самое главное: NASA увеличило объем заказов на ра*
кеты «Дельта». В 1982—1987гг. планировалось осуществить
47 стартов различных моделей семейства с максимальной час-
частотой полетов — 11 в 1985 г. Для обеспечения столь интенсив-
интенсивной эксплуатации на м. Канаверал была проведена модерни-
модернизация стартовой площадки LC-17B, не применявшейся с 1979 г.
Теперь два стартовых комплекса позволяли проводить запус-
запуски ракет «Дельта» каждые пять недель.
Однако утвержденные планы были соблюдены лишь в пер-
первые два года проведением 7 и 8 стартов ракет «Дельта» соот-
соответственно. В 1984 г. NASA, окончательно сделав ставку на
МТКС «Спейс Шаттл», приказало компании «McDonnell
Douglas» прекратить производство РН семейства. В результа-
результате 1985 г. стал единственным за всю историю программы «Дель-
«Дельта» годом, когда не состоялось ни одного запуска этих ракет.
Указанный год оказался знаменательным и для МТКС «Спейс
Шаттл» — девять осуществленных тогда полетов до сих пор
остаются предельным показателем интенсивности эксплуата-
эксплуатации этой многоразовой системы.
Расплата за резкое увеличение частоты полетов МТКС, в
1984 г. совершившей всего 5 стартов, наступила в январе
1986 г. Срочное возобновление закупок РН стало условием ско-
скорейшего вывода из кризиса национальной космической про-
программы.
Наибольшую активность в этом проявили ВВС, которые
должны были в начале 1987 г. приступить к развертыванию
навигационной системы GPS. Ракеты семейства «Дельта» счи-
считались наиболее подходящим средством выведения спутников
«Навстар» — на восстановление производственных линий и
доработку модели «3920/РАМ» для достижения необходимой
грузоподъемности (840 кг на орбите высотой 19 600 км и на-
наклонением 55°) требовалось примерно 14 месяцев. Таким об-
образом, задержка с реализацией этой высокоприоритетной про-
программы составила бы около полугода.
Тем не менее, учитывая неординарность.ситуации, ВВС при-
приняли решение о проведении специального конкурса MLV
(Medium Launch Vehicle — «Ракета-носитель среднего класса»)
с целью детального изучения различных вариантов транспорт-
транспортных систем требуемой 'грузоподъемности. Помимо фирмы
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
«McDonnell Douglas» в конкурсе приняли участие компании
«General Dynamics» с ракетами «Атлас-Центавр», «Martin
Marietta» с ракетой «Титан-340» и объединение фирм «Hughes»
и «Boeing», предложивших твердотопливную ракету, спроек-
спроектированную на базе стартового ускорителя МТКС «Спейс
Шаттл».
Результаты конкурса не стали сенсацией — победителем
была признана компания «McDonnell Douglas». Условиями
первого контракта стоимостью 316 млн долл., заключенно-
заключенного с нею в январе 1987 г., предусматривалась разработка и
поставка семи РН «Дельта» модели 6925, первая из кото-
которых должна была стартовать в октябре 1988 г. Позднее объем
заказа был увеличен до 20 изделий на общую сумму 680 млн
долл.
Условиями заключенных контрактов оговаривалась высо-
высокая интенсивность эксплуатации ракет — каждый год требо-
требовалось запускать не менее четырех спутников «Навстар». При
этом вероятность своевременного проведения старта должна
была составить не менее 95%. За каждый успешный запуск
назначалась премия в размере 3 млн долл. В случае успешной
реализации программы в течение пяти лет (что и произошло в
действительности) компания «McDonnell Douglas» могла по-
получить еще 5 млн долл.
В то же время ВВС рассчитывали реализовать и более оп-
оптимистичный вариант — завершить развертывание системы
GPS к 1992 г. В этом случае с учетом применения ракет «Дель-
«Дельта» в других программах, в том числе и коммерческих, часто-
частота полетов могла достичь 12—18 стартов в год. В связи с этим
компании «McDonnell Douglas» также предстояло провести
соответствующие работы по модернизации стартовых комплек-
комплексов и по подготовке технического персонала.
«ДЕЛЬТА-2» МОДЕЛИ «6925», 1989—1992
Ренессанс программы «Дельта» нашел отражение в несколь-
несколько измененном названии новых РН — модель 6925 и ее после-
последующие модификации получили типовое имя «Дельта-2»;
Ракета «Дельта-2» 6925, использовавшаяся для разверты-
развертывания первых девяти спутников «Навстар-2» массой 840 кг,
Изначально рассматривалась как промежуточный вариант для
Разработки более мощной модели, предназначавшейся для ап-
аппаратов «Навстар-2А» массой 930 кг.
А. ШУМИЛИН
Основными отличиями ракеты «Дельта-2» от модели
«3920/РАМ» стали удлиненная (на 3,66 м) первая ступень,
новые ускорители «Кастор-4А» и головной обтекатель боль-
больших габаритов. В обозначении модели на усовершенствован-
усовершенствованную первую ступень с более мощными ТТУ указывает 6, раз-
разгонному блоку PAM-D соответствует цифра 5 в четвертой по-
позиции.
В начале 1980-х годов NASA для увеличения грузоподъ-
грузоподъемности ракет «Дельта» (примерно на 11%) заказало фирме
«Thiokob новые ускорители «Кастор-4А» со средней тягой
44,6 т на уровне моря. Требуемые характеристики были обес-
обеспечены за счет применения более эффективного топлива
НТРВ и увеличения рабочего давления РДТТ. В 1983 г. про-
проект был почти завершен — фирма «Thiokob успешно провела
два из трех квалификационных испытаний изделия. Однако в
связи с планами прекращения эксплуатации ракет «Дельта»
NASA аннулировало свой заказ. Для сертификации ускорите-
ускорителей «Кастор-4А» по программе «6925» потребовалось провес-
провести всего три стендовых запуска.
За счет удлинения бака окислителя первой ступени на
2,23 м, а бака горючего на 1,43 м масса топлива увеличи-
увеличилась примерно на 16 т. Кроме того, усиленная конструкция
блока позволила производить старт ракеты при шести рабо-
работающих ТТУ.
Ракеты «Дельта-2» оснащались бесплатформенной инерци-
альной системой наведения DRIMS (Delta Redundant Inertial
Measurement System), управляющей изделием на всех этапах
полета до момента включения РДТТ закрутки третьей ступе-
ступени. Основное оборудование системы (БЦВМ фирмы «Delco»,
три гироскопа и четыре акселерометра) размещалось в конди-
кондиционированном отсеке в верхней части второй ступени.
Типовой головной обтекатель ракет «Дельта-2», спроек-
спроектированный под спутники «Навстар», имел длину 8,49 м и
максимальный диаметр 2,89 м. Выполненный из алюминие-
алюминиевого сплава образец весил 839 кг. Также был подготовлен
крупногабаритный обтекатель длиной 7,9 м и диаметром
3,05 м. В то же время допускалось применение прежнего из-
изделия длиной 7,9 м и диаметром 2,44 м. При их применений
в обозначение модели вносились цифры 10 и 8 соответствен-
соответственно; например: «6920—8».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
В двухступенчатом варианте ракета «6920» доставляла на
низкую орбиту грузы массой 4 т, при комплектации ступенью
рАМ — на переходную орбиту спутники массой 1,45 т.
.Несмотря на значительный объем проектных доработок и
практически заново развернутое производство, штатная эксп-
эксплуатация ракеты «Дельта-2» 6925 началась с первого же по-
полета — в феврале 1989 г. модель вывела в космос спутник «На-
встар-2».
Отказ ВВС от спешного начала развертывания системы GPS
во второй половине 1987 г., вероятно, объясняется желанием
полного восстановления производства всех элементов ракет
«Дельта» во избежании срыва поставок при увеличении час-
частоты их полетов. Так, например, выпуск двигательных уста-
установок RS-27 6bLn прекращен еще в 1983 г., заново развернуть
после консервации технологическое оборудование и оснастку
фирме «Rocketdyne» удалось только к концу 1986 г. Кроме
того, значительное время ушло на сертификацию компонен-
компонентов, которые стали поставляться новыми подрядчиками.
Но и после этого производственные мощности не соответ-
соответствовали потребностям заказчиков (на сборку самих ракет
«Дельта» уходило меньше времени, чем на маршевые ЖРД
их первых ступеней). Если до 1983 г. компания «Rocketdyne»
выпускала в среднем один ЖРД в месяц, то теперь в соответ-
соответствии с установленным ВВС графиком полетов ракет в 1990 г.
необходимо было поставить 14 двигателей, а в следующем —
18 изделий.
«ДЕЛЬТА» МОДЕЛЕЙ «4925» И «5920», 1989—1990
Нехватка маршевых двигателей RS-27 и получение коммер-
коммерческих заказов стали причиной создания модели «4925». Для
проведения запусков спутников связи «Marcopolo-1» (Велико-
(Великобритания) и Insat-1D (Индия) было предложено на первой сту-
ступени ракеты «Дельта—«3920/РАМ» установить старую сило-
вУю установку МВ-3-3 тягой 78 т — два таких ЖРД выпуска
1979 г. находились на хранении у ВВС. (Имелось еще три ана-
аналогичных изделия, изготовленных в середине 1960-х годов,
Но они требовали дорогостоящего ремонта. Также рассматри-
вались возможности сборки ЖРД RS-27H3 узлов двигателей
Й-1, оставшихся от ракет «Сатурн-1».)
Некоторые дополнительные расходы возникли с постав-
поставки для модели 4925 горючего RJ-1, производство которого
А. ШУМИЛИН
в США было прекращено. Необходимое количество топлива
компания «McDonnell Douglas» закупила в Японии, где дви-
двигатели МВ-3 использовались в составе ракеты Н-1. Для ком-
компенсации снижения мощности первой ступени на модели при-
применялись ТТУ «Кастор-4А». В результате грузоподъемность
новой РН была сохранена на уровне базового изделия — 1,3 т.
Осуществленный в августе 1989 г. запуск ракеты «Дель-
«Дельта» «4925» cq спутником «Marcopolp-1» стал первым коммер-
коммерческим стартом не только для компании «McDonnell Douglas»,
но и для всей американской аэрокосмической промышленно-
промышленности. Таким образом, лишь спустя пять лет после принятия
закона о коммерческих запусках началась самостоятельная
деятельность частных компаний по предоставлению пуско-
пусковых услуг.
Применявшаяся лишь однажды ракета «Дельта»
«5920» также была создана на базе модели 3920; единствен-
единственным отличием новой РН было использование ускорителей «Ка-
стор-4А», за счет чего ее грузоподъемность увеличилась с 3,45 т
до 3,85 т на низкую орбиту. В действительности модель выве-
вывела на солнечно-синхронную орбиту высотой 890 км научный
спутник СОВЕ массой 2,2 т, и ее старт производился с базы
Ванденберг.
«ДЕЛЬТА-2» СЕРИИ «7000», 1990 Г.
В ноябре 1990 г. началась эксплуатация основной ракеты
семейства «Дельта-2» — модели «7925», отличавшейся от пре-
предыдущей F925) новыми ТТУ и несколько усовершенствован-
усовершенствованной силовой установкой первой ступени.
Контракт на разработку стартовых ускорителей GEM
(Graphite Epoxy Motor) фирма «Hercules Aerospace», с 1995 г.
находящаяся в составе компании «Alliant Techsystems», по-
получила от корпорации «McDonnell Douglas» сразу "же после
победы в конкурсе MLV в феврале 1987 г. Первоначально пред-
предлагалось проектировать ТТУ, равные по габаритам ускорите-
ускорителям «Кастор-4А». Однако в целях улучшения энергетических
характеристик длина изделий с тягой 45,5 т была увеличена
до 12,9 м при том же диаметре 1,01 м.
Важным новшеством в конструкции ускорителей GEM-40 стал
корпус, изготовленный из композиционного материала: графя*
то-волоконная намотка, пропитанная эпоксидной смолой. За счет
этого «сухая» масса каждого изделия снизилась в сравнения с
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
397
Компоновка ракеты «Дельта» модели 7925—10:
1 — бак окислителя первой ступени, 2 — бак горючего,
3 — гаргрот, 4 — лепесток обтекателя, 5 — РДТТ третьей ступени,
6 — узлы крепления полезного груза, 7 — космический аппарат,
8 — хомут крепления РДТТ третьей ступени, 9 — стол закрутки
третьей ступени, 10 — система наведения, 11 — «мини-юбка»
с силовой фермой, 12 — вторая ступень, 13 — баллон с гелием,
14 — баллон с азотом, 15 — переходник между ступенями,
16 — межбаковый отсек, 17 — твердотопливные ускорители
ТТУ «Кастор-4А» на 860 кг. Столь крупные ускорители из ком-
композитов ранее для РН не разрабатывались. (Но это первенство
продержалось недолго — до 1997 г., когда в составе ракеты «Ти-
тан-4В» стали применяться ускорители SRMU той же фирмы
«Alliant».)
Сопло ускорителя GEM-40, фиксированное, отклоненное от
оси изделия на 10°, имеет сложную слоистую структуру —
стальная силовая конструкция покрыта различными компо-
композитами. Вставка с критическим сечением изготовлена из
А. ШУМИЛИН
трехмерного углерод-углеродного материала. Степень расши-
расширения сопла составляет 10,6:1.
При старте ракеты «Дельта-2» включаются шесть ускори-
ускорителей с продолжительностью работы 63 с, через 2—3 с после
останова они сбрасываются и производится запуск трех остав-
оставшихся ТТУ. По конструкции последние практически идентич-
идентичны первым за исключением несколько усиленной внешней теп-
теплозащиты вследствие более длительного периода аэродинами-
аэродинамического нагрева.
Использование более мощных стартовых ускорителей по-
позволило улучшить высотные характеристики маршевого ЖРД
первой ступени. Ракета «7925» стала комплектоваться двига-
двигателем RS-27A с увеличенной степенью расширения сопла с
8:1 до 12:1. За счет чего пустотная тяга установки возросла со
105,3 т до 107,6 т.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДЕЛЬТА-2» МОДЕЛИ «7925»
(ВКЛ. 42)
Разработчик — «Boeing»
Применение — выведение навигационных спутников «На-
встар».
Начало эксплуатации — 1990 г. A989 г. — модели «6925»).
Количество ступеней центрального блока — 3.
Количество стартовых ускорителей — 9.
Энергетические характеристики:
— низкая орбита наклонением 28,6е (модель 7920) —5 т;
— солнечно-синхронная орбита (модель 7920) — 3,17 т;
— переходная орбита — 1,88 т.
Стартовая масса— 231,87т.
Высота — 38,4 м.
Диаметр центрального блока — 2,44 м.
Стартовые ускорители GEM-40
Высота — 12,96 м.
Диаметр —1м.
Масса — 13 т.
Масса твердотопливного заряда— 11,76 т.
Тяга средняя — 45,5 т (на уровне моря), 50,9 т (в вакууме).
Время работы — 63,3 с.
Первая ступень
Высота — 26 м.
Диаметр — 2,44 м.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Масса— 101,7 т.
Топливо — керосин RP-1 и жидкий кислород.
: Масса топлива — 96 т.
" Двигательная установка — RS-27A.
я Тяга на уровне моря — 91 т.
Время работы — 260,5 с.
Вторая ступень
Высота — 5,9 м.
Диаметр— 1,7 м.
Масса — 6,93 т.
Топливо— «аэрозин-50» и азотный тетроксид.
Масса топлива — 6 т.
Двигательная установка— АЛО—118К.
Тяга в вакууме — 4,43 т.
Время работы — 432 с.
Третья ступень PAM-D
Высота —2 м.
Диаметр— 1,24 м.
Масса— 2,14 т.
Двигательная установка— РДТТ «Стар-48В».
Масса топлива — 1,76—2 т.
Тяга в вакууме — 6,8 т.
Время работы — 87 с.
Головной обтекатель
Высота — 7,9 м, 8,48 м, 7,92 м.
Диаметр — 2,44 м, 2,9 м, 3,1 м.
Масса — 839 кг (для второй штатной модели).
Материал — алюминиевый сплав.
Благодаря успешному развертыванию системы GPS перво-
первого этапа в 1993 г. компания «McDonnell Douglas» (далее
«Boeing») победила с моделью «Дельта—7925» в конкурсе на
запуски усовершенствованных спутников «Навстар-2И». Пер-
Первоначальный заказ ВВС составил 25 ракет с возможным уве-
увеличением объема поставок до 36 изделий.
Поскольку спутники «Навстар-211» имели массу 2,14 т, то
были проведены незначительные доработки РН. Для обеспе-
обеспечения заданной грузоподъемности оказалось достаточным не-
несколько улучшить высотные характеристики трех ускорите-
ускорителей, включаемых в полете. Теперь модифицированные ТТУ
А. ШУМИЛИН
оснащаются удлиненным на 30 см соплом со степенью расши-
расширения 16,3:1 при диаметре внешнего среза 1,01 м.
Кроме того, ВВС потребовали оснастить РН более надеж-
надежной, с трехкратной степенью резервирования, системой наве-
наведения RIFCA (Redundant Inertial Flight Control Assembly). Каж-
Каждый канал системы комплектуется шестью лазерными гиро-
гироскопами компании «AlliedSignab, шестью акселерометрами
фирмы «Sundstrand» и двумя независимыми источниками элек-
электропитания.
Другим условием получения контракта на развертывание
спутников «Навстар-211» стало требование проведения запус-
запуска аппарата в течение 60 дней после подачи заявки. Данное
условие определялось исходя из минимальной продолжитель-
продолжительности предполетной подготовки ракет «Дельта», которая на
практике менялась в пределах 7—13 недель.
Доставленные на, космодром основные компоненты ракет
(первые две ступени, переходник и головной обтекатель) раз-
размещаются в ангаре М технической зоны станции ВВС «Мыс
Канаверал». Там они проходят предварительный осмотр, взве-
взвешивание и готовятся к контрольным испытаниям. Примерно
за 43 дня до старта первая и вторая ступени транспортируют-
транспортируются в отдельные корпуса для монтажа бортовых систем. Рабо-
Работы с ТТУ выполняются в отдаленных взрыво- и пожаробез-
пожаробезопасных помещениях.
Предназначенный к выведению полезный груз должен до-
доставляться на космодром не позднее чем за 48 суток до стар-
старта. Для объектов различной принадлежности отведены отдель-
отдельные технические зоны: обслуживание спутников «Навстар»
проводится в специализированном корпусе, аппараты NASA —
в здании ESA-60, коммерческие грузы — на предприятии фир-
фирмы «Astrotech» в Тайтесвилле. Сборка КАс третьей ступенью
и их совместные испытания осуществляются в корпусе PSTF
(Payload Spin Test Facility), расположенном в 2,8 км к западу
от комплекса LC-17.
Установка первой ступени на стартовой площадке произ-
производится за 38 дней до запуска. Затем монтируются ТТУ и вто-
вторая ступень. В период с Т-28 до Т-8 суток проводятся комп-
комплексные испытания систем РН, проверяется герметичность
топливных и пневмогидравлических магистралей, а также
качество поставленного горючего, монтируются пиротехниче-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США таШЬ 4 01
ские устройства, оценивается готовность наземных служб с
имитацией предстартового отсчета и прочее.
За восемь дней до запуска на площадку доставляется по-
полезный груз, состыкованный с третьей ступенью. Транспорти-
Транспортировочный контейнер со спутником поднимается и фиксирует-
фиксируется над РН. После раскрытия контейнера аппарат опускается
и закрепляется на второй ступени. Затем монтируется голов-
головной обтекатель. После завершения сборки и заправки второй
ступени за три дня до старта производятся квалификацион-
квалификационные испытания ракеты на готовность к полету.
Непосредственно предстартовый отсчет начинается за 2,5 ч
до запуска; его основные этапы, равно как и самого полета
при выведении грузов на переходную орбиту, представлены
ниже:
Т-130 мин — активация системы наведения;
Т-120 мин — заправка горючим первой ступени;
Т-80 мин — проверка работы бортового передатчика С-ди-
апазона;
Т-76 мин — заправка жидким кислородом первой ступени;
Т-30 мин — проверка приводов поворота ЖРД первой сту-
ступени;
Т-18 мин — проверка системы самоликвидации ракеты;
Т-4 мин — наддув топливных баков;
Т=0 — включение маршевого ЖРД первой ступени и шес-
шести ТТУ;
Т+63 с — прекращение работы ТТУ;
Т+65 с — включение трех оставшихся ТТУ;
Т+66 с — отделение отработавших шести ТТУ;
Т+129 с — прекращение работы трех ТТУ;
Т+132 с — отделение ТТУ;
Т+260,5 с — прекращение работы первой ступени;
Т+26'8 с — отделение первой ступени;
Т+273 с — включение второй ступени;
Т+298 с — сброс головного обтекателя;
Т+616 с — останов ЖРД второй ступени;
Т+1236 с — повторный запуск второй ступени;
Т+1306 с — прекращение работы второй ступени;
Т+1356 с — включение РДТТ закрутки третьей ступени;
Т+1357 с — прекращение работы РДТТ закрутки; *
Т+1359 с — отделение второй ступени;
Т+1397 с — включение РДТТ третьей ступени;
!4- 1179 Шумилин
402 ДИ^ А, ШУМИЛИН
Т+1484 с — прекращение работы третьей ступени;
Т+1597 с — отделение полезного груза.
При выведении стационарных спутников на переходную
орбиту грузоподъемность ракеты «7925» составляет 1,88 т, в
двухступенчатом варианте модель «7920» доставляет на низ-
низкую орбиту аппараты массой 5 т. Подобные характеристики
позволяют достаточно активно использовать РН семейства в
коммерческих проектах и в программах NASA.
Именно при выведении гражданских объектов интенсив-
интенсивность эксплуатации ракет «Дельта-2» достигла своего пика —
12 успешных запусков различных моделей в 1998 г.
Значительные различия в массово-габаритных характери-
характеристиках КА привели к тому, что компания «Boeing» вновь ста-
стала варьировать как количество стартовых ускорителей, так и
тип верхних ступеней.
Особым разнообразием отличилось NASA, выбравшее ра-
ракеты «Дельта-2» для выведения нескольких межпланетных
станций. Так, например, в том же 1998 г. запуск аппарата
«Deep Space-1» массой 365 кг, предназначенного для изучения
астероидов и комет, производился с помощью модели 7326.
Помимо трех ТТУ, что видно из цифры во второй позиции,
данная РН оснащалась новой верхней ступенью, созданной на
базе РДТТ «CTap-37FM» тягой 5 т. Для другого межпланетно-
межпланетного аппарата Stardust (февраль 1999 г.) использовалась ракета
«Дельта» 7426, а ряд марсианских аппаратов массой 580-—
630 кг выводился «более традиционной» моделью— 7425.
В июле 2003 г. компания «Boeing» приступила к эксплуа-
эксплуатации ракеты «7925Н», рассчитанной на выведение на пере-
переходную орбиту спутников массой 2,14 т. Увеличение грузоподъ-
грузоподъемности на 15% по сравнению с базовой моделью удалось до-
добиться за счет использования новых ускорителей
GEM-46 (цифра в обозначении указывает диаметр изделия в
дюймах). Данные ТТУ были созданы фирмой «Alliant
Techsystems» для ракеты «Дельта-3», которая оказалась не
самой удачной моделью семейства.
«ДЕЛЬТА-3», 1998—2000
В Н)95 г. в преддверии коммерческого бума в области
космической связи компайия «Boeing» (тогда еще «McDonnell
Douglas») объявила о планах создания ракеты-носителя «Дель-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИР» 403
та-3» с грузоподъемностью 3,8 т на переходной орбите, то есть
практически вдвое превышающей показатели модели «7925».
Так как новая РН предназначалась исключительно для ком-
коммерческого использования, то все затраты на проект покрыва-
покрывались из собственных фондов разработчика. В итоге, ракета
«Дельта-3» стала самой мощной американской ТКС, создан-
созданной на частные средства.
Значительную поддержку корпорации оказала фирма
«Hughes», сразу же заказавшая десять ракет для выведения
своих аппаратов. По существу, последнюю компанию, являв-
являвшуюся крупнейшим производителем спутников связи и кото-
которую корпорация «Boeing» приобрела в 2000 г., можно по пра-
праву назвать одним из инициаторов проекта.
Несмотря на жесткую конкуренцию на рынке средств вы-
выведения, иногда бывают периоды, когда, например, после ава-
аварии приостанавливается эксплуатация одной или даже двух
ведущих РН. И в этом случае владельцы коммерческих аппа-
аппаратов терпят значительные убытки, ожидая возобновления
полетов, поскольку оперативно передать свой спутник на дру-
другую транспортную систему невозможно по техническим или
политическим причинам, либо из-за ее загруженности.
Побывав в такой ситуации, компания «Hughes» сразу же
подписала контракт на проведение запусков ракет «Дельта-3».
Стоимость соглашения в печати не приводилась, указывалось
лишь единственное условие отзыва заказа — несоответствие
характеристик новой РН массово-габаритным параметрам ти-
типовых спутников связи.
Ограниченный бюджет программы «Дельта-3» вынудил
компанию «Boeing» максимально использовать элементную
базу прежних моделей семейства, а также отработанные ком-
компоненты с других транспортных систем. Предварительные рас-
расчеты показали, что добиться требуемой грузоподъемности
можно за счет применения в составе ракеты «Дельта-2» вто-
второй ступени на криогенном топливе, а также повысив мощ-
мощность ТТУ. .
Имевшийся задел позволил компании «Alliant Techsystems»
в достаточно короткие сроки разработать новые ускорители
GEM-46 диаметром 1,16 м и высотой 14,7 м, развивающие в
вакууме тягу до 64 т. (Предварительные изыскания по подоб-
подобным ТТУ проводились фирмами «McDonnell Douglas» и
«Hercules» еще в конце 1980-х для «Дельта-2» модели «8920».)
404 Шшш> А. ШУМИЛИН
В целях улучшения управления ракетой в полете три из
шести включаемых при старте ТТУ стали оснащаться поворот-
поворотными соплами для регулирования вектором тяги. Для качания
сопел этих ускорителей, получивших обозначение GEM-VN
(Vectorable Nozzle— «поворачиваемое сопло»), применяется
пневмогидравлическая система открытого типа: рабочее тело
(масло) под давлением наддува дискретно подается в узел
качания, а затем собирается в отдельной емкости. Запас ком-
компонента в системе, разработанной компанией «AlliedSignal»,
в 2,5 раза превышает номинальный расход при штатном по-
полете. Сами сопла ускорителей GEM изготовляются фирмой
«BP-Hitco». Диаметр внешнего среза сопла ТТУ, обеспечива-
обеспечивающих взлет ракеты, составляет 0,94 м, а изделий, включае-
включаемых в полете — 1,25 м.
Габариты коммерческих спутников связи предопределили
использование головного обтекателя с диаметром не менее 4 м.
В целях снижения высоты РН такой же диаметр был принят
для второй ступени и верхнего бака горючего первой ступени.
Ключевым элементом программы «Дельта-3» стало созда-
создание второй криогенной ступени. Первоначально рассматривался
вариант закупки в Японии весьма эффективного кислородно-
водородного двигателя LE-5A с верхней ступени ракеты Н-2.
Однако высокая стоимость этого ЖРД снижала коммерческую
привлекательность будущей транспортной системы. (Тем не
менее японские фирмы были привлечены к проекту — компа-
компания «Mitsubishi Heavy Industries» разработала баки горючего
для обеих ступеней РН.)
В итоге, для ступени был выбран двигатель RL-10B-2 тя-
тягой 11,2 т, который проектировался фирмой «Pratt and
Whitney» на базе двигателей RL-10A с разгонного блока «Цен-
«Центавр». Вариант закупки у корпорации «Lockheed Martin» са-
самой ступени «Центавр» был отклонен также по экономиче-
экономическим соображениям.
На фоне знаменитого разгонного блока вторая ступень
ракеты «Дельта-3» контрастирует своей простотой: топлив-
топливные баки жесткой конструкции выполнены из алюминиево-
алюминиевого сплава, каждый бак изготавливается как отдельный кон-
конструктивный элемент (совмещенные днища требуют повы-
повышенных трудозатрат), бак окислителя имеет меньший
диаметр и размещен в переходнике, не воспринимая основ-
основную нагрузку, и т.д.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«¦¦& 405
Отличительной особенностью двигателя RL-10B-2 являет-
является удлиненное сопло с насадком длиной 2,9 м, в развернутом
состоянии обеспечивающим степень расширения сопла 285:1.
В результате удельный импульс этого ЖРД достигает рекорд-
рекордного для химических двигателей значения 466,5 с. Разработ-
Разработкой насадка занималась французская фирма SEP. За счет ис-
использования углерод-углеродного материала масса этого эле-
элемента составила всего 100 кг (вкл. 2).
Для проведения запусков ракеты «Дельта-3» компания
«Boeing» на собственные средства провела модернизацию стар-
стартовой площадки LC-17B на м. Канаверал. Наибольший объем
работ был связан с монтажом оборудования для обслужива-
обслуживания и заправки криогенной ступени.
Первый старт ракеты «Дельта-3» состоялся в августе
1998 г., как обычно, со штатным спутником связи компании
«Hughes». Однако полет окончился неудачей— вследствие
ошибочной команды бортового компьютера РН потеряла
управление и была подорвана. Общие убытки от аварии соста-
составили 225 млн долл., но при этом следует отметить, что ракета с
полезным грузом были застрахованы на сумму в 250 млн долл.
Второй запуск ракеты «Дельта-3», состоявшийся в мае
1999 г., также стал аварийным — из-за отказа верхней ступе-
ступени при повторном включении коммерческий спутник связи
оказался на нерасчетной орбите.
Вследствие потери заказов на ракеты «Дельта-3» компа-
компания «Boeing» была вынуждена провести демонстрационный
полет модели с макетом полезного груза, приняв на себя все
соответствующие расходы (85 млн долл.). Несмотря на то что
этот старт, осуществленный в августе 2000 г., прошел успеш-
успешно, доверие к данной транспортной системе было подорвано, и
большинство заказчиков аннулировало свои заявки.
В результате падения спроса в начале 2002 г. компания
«Boeing» прекратила производство ракет «Дельта-3», а ком-
компоненты уже изготовленных моделей было предложено исполь-
использовать в других проектах, например «Дельта-2» (новые ТТУ)
и «Дельта-4» (криогенные ЖРД).
Как уже отмечалось, первый старт ракеты «Дельта-2»
(«7925Н») с ускорителями ОЕМ-46уже состоялся. В качестве
Полезного груза модели при этом запуске использовался при-
принадлежащий NASA аппарат для исследования Марса.
406
А. ШУМИЛИН
Ракета «Дельта-3»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Более того, осенью 2002 г. NASA заключило с компанией
«Boeing»,очередной контракт на производство 12 ракет «Дель-
та-2» различных модификаций. Условиями достигнутого со-
соглашение также предусмотрена возможность закупки еще семи
изделий. Эти РН агентство планирует использовать в 2006—
2009 гг. Двенадцать ракет должны стартовать с космодрома
на мысе Канаверал, остальные — с базы Ванденберг. При вы-
выполнении условий контракта в полном объеме стоимость ра-
работ корпорации «Boeing» достигнет 1,2 млрд долл.
В завершении этого раздела представляется важным отме-
отметить следующее.
Эволюция ракет семейства «Дельта», общая надежность
которых оценивается примерно в 97%, продемонстрировала
высокую эффективность последовательной модернизации
ТКС за счет использования уже готовых и отработанных эле-
элементов. При этом практически каждая новая модель семей-
семейства отличалась улучшенными техническими и экономиче-
экономическими показателями.
При этом, не умаляя значимости коммерческих инициал
тив, следует подчеркнуть особую роль правительственных орга-
организаций в руководстве новыми разработками; их жесткие нор-
нормативные требования и стандарты, неминуемо ведущие к рос-
росту затрат, зачастую являются единственным залогом успешного
завершения проекта. Неудача с ракетой «Дельта-3» — нагляд-
наглядное подтверждение этого достаточно очевидного положения.
ПРОЕКТ «МОРСКОЙ СТАРТ».
Первая половина 1990-х годов была отмечена началом ак-
активного передела американского рынка пусковых услуг. В ре-
результате административно-структурных преобразований многие
фирмы, занимавшиеся разработкой и эксплуатацией ТКС, по-
поменяли свою корпоративную принадлежность. Тем не менее
новообразованные крупные компании по-прежнему не могли
оказать серьезную конкуренцию консорциуму «Arianespace»,
проводившему в то время до 60% коммерческих стартов.
Одним из вариантов решения данной проблемы стало со-
создание с российскими организациями совместных фирм с за-
задачами продвижения на международном рынке их весьма эф-
эффективных и относительно дешевых РН. По такому пути по-
пошла компания Lockheed, создав предприятие LKEI для
Маркетинга ракет «Протон».
А. ШУМИЛИН
В 1995 г., находясь в аналогичной ситуации, корпорация
«Boeing» приступает к реализации более изящного как в тех-
техническом, так и в организационном отношении проекта: выде-
выделив значительные финансовые средства, она создает междуна-
международное объединение «Sea Launch» («Морской старт») для раз-
разработки мобильного стартового комплекса ракет «Зенит-ЗЭЬ».
Предложения по запускам РН с морских стартовых пло-
площадок изучались специалистами не одно десятилетие. В 1961 г.
наряду с другими фирмами компания «Boeing» была привле-
привлечена ВМС к изучению возможностей использования плавучих
доков для запусков ракет класса «Атлас-Центавр». Применяв-
Применявшиеся в годы Второй мировой войны для ремонта эсминцев
доки длиной 150 м позволяли размещать на борту оборудова-
оборудование общей массой 3500 т. Пуски ракет предполагалось прово-
проводить с мелководья, допускавшим подвеску доков на выдвиж-
выдвижных опорах.
Работы по военной программе вскоре прекратились, но идея
стартовой платформы, установленной на прибрежном шель-
шельфе, была реализована спустя несколько лет для ракет «Ска-
«Скаут». Пусковая площадка, официально принадлежавшая Ита-
Италии, была развернута у побережья Кении.
Мобильный стартовый комплекс морского базирования об-
обладает рядом важных преимуществ, из которых главнейшим
следует назвать увеличение грузоподъемности РН по мере при-
приближения точки запуска к экватору. Так, например, при старте
с космодрома Байконур ракета «Зенит-3» доставляет на пере-
переходную орбиту спутники массой 3,5 т, тогда как при проведе-
проведении старта с более низких широт этот показатель увеличива-
увеличивается до 6 т (в середине 1990-х среди коммерческих транспорт-
транспортных систем большую грузоподъемность имела лишь
европейская ракета «Ариан-5»).
Поэтому при успешной реализации проекта «Морской
старт» корпорация «Boeing», тогда еще не располагавшая сред-
средствами выведения КА, сразу же становилась влиятельным уча-
участником рынка пусковых услуг и основным конкурентом кон-
консорциума «Arianespace».
Морской старт из удаленных районов позволяет проводить
полеты по любым азимутам без ограничений, накладываемых
требованиями безопасности населения и судоходства. Он так-
также исключает необходимость отчуждения значительных пло-
площадей под районы падения отработанных ступеней и головно-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 409
го обтекателя. А использование нетоксичных компонентов (на
всех трех ступенях ракеты «Зенит-3» применяется жидкий
кислород и керосин) сводит к минимуму экологический ущерб
при аварии. Кроме того, собственный стартовый комплекс дает
возможность проводить запуски в любое время без согласова-
согласования сроков с военными организациями, эксплуатирующими
обычные космодромы.
Немаловажной особенностью проекта «Морской старт» ста-
стали относительно низкие затраты на создание необходимых
средств обеспечения запуска. Вся наземная (точнее, морская)
инфраструктура нового космодрома включает в себя лишь два
элемента — сборочно-командное судно (СКС) и стартовую плат-
платформу. Данное обстоятельство непосредственно связано с тех-
техническими и эксплуатационными характеристиками ракеты
«Зенит-3», отличающейся высокой степенью автоматизации
процессов предстартовой подготовки.
Ракеты семейства «Зенит» разрабатывались в 1970—80-е
годы специалистами государственного конструкторского бюро
«Южное» (Украина). Работы велись параллельно с созданием
тяжелой транспортной системы «Энергия» — ее жидкостный
стартовый ускоритель и первая ступень ракеты «Зенит-2» (ба-
(базового изделия семейства) имеют схожую конструкцию.
Первая ступень ракеты «Зенит-3» комплектуется четырех-
камерным кислородно-керосиновым двигателем РД-171с тя-
тягой 740 т на уровне моря. На сегодняшний день это самый
мощный ЖРД в мире.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД-171 (ВКЛ. 44)
Разработчик— «НПО Энергомаш имени академика
В.П. Глушко» (Россия). Разрабатывался в 1976—1985 гг.
Применение— ракеты «Зенит».
Дата первого полета — 1985 г.
Схема — замкнутая, с дожиганием окислительного газоге-
газогенераторного газа.
Компоненты топлива — жидкий кислород и керосин*
Соотношение компонентов — 2,63.
Тяга — 740 т (на уровне моря), 806 т (в вакууме).
Удельный импульс— 309,2 с (на уровне-моря), 337 с
(в вакууме).
Количество камер — 4.
А. ШУМИЛИН
Давление в камере сгорания — 245 атм.
Угол качания камер в тангенциальной плоскости — ±8°.
Масса — 9,5 т.
Диаметр — 4,15 м.
Длина — 3,56 м.
Вторая ступень ракеты «Зенит-3» оснащается двигателем
РД-120 тягой 85 т в вакууме. Этот ЖРД, как и предыдущий,
изготовлен НПО «Энергомаш». Так же на ступени смонтиро-
смонтированы четыре верньерных двигателя тягой по 2,1 т.
(Двухступенчатая ракета «Зенит-2», стартующая с космод-
космодрома Байконур, выводит на орбиту высотой 200 км и накло-
наклонением 51,6° грузы массой 13,7 т, а на низкую полярную ор-
орбиту спутники массой 11,4 т.)
Для запусков стационарных спутников ракета «Зенит-3»
комплектуется верхней ступенью «Блок-ДМ» ракетно-косми-
ракетно-космической корпорации (РКК) «Энергия» (Россия). Этот универ-
универсальный разгонный блок, который также применяется в со-
составе ракет «Протон», оснащен двигателем тягой 8,7 т, допус-
допускающим многократные включения. Диаметр внешней обшивки
«Блока-ДМ» составляет 3,7 м, тогда как нижние ступени име-
имеют диаметр. 3,9 м.
Головной обтекатель ракеты, выполненный из графито-
эпоксидного материала, рассчитывался исходя из габаритов
типовых спутников связи; его длина составила 11,4 м, диа-
диаметр 4,2 м.
При высоте 60 м стартовая масса ракеты «Зенит-ЗЭЬ» до-
достигает почти 470 т (вкл. 43).
Все основные разработчики ракеты «Зенит-3» стали соуч-
соучредителями компании «Sea Launch», ответственной за непос-
непосредственную реализацию проекта «Морской старт», стоимость
которого была оценена в 500 млн долл.
Корпорация «Boeing» с долевым участием 40% приняла
на себя общее руководство программой, маркетинг РН на меж-
международном рынке, строительство портовых сооружений, раз-
разработку головного обтекателя и переходника для полезного
груза. Кроме того, значительную роль корпорация сыграла в
поиске инвесторов, среди которых числятся крупнейшие бан-
банки мира, а также в лоббировании программы на самом высо-
высоком политическом уровне. Проект «Морской старт» фигури-
фигурирует не в одном межправительственном соглашении.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Украинские предприятия — Производственное объединение
«Южмашзавод» и Государственное конструкторское бюро «Юж-
«Южное» им. М.К. Янгеля — с общим пакетом акций в 15% высту-
выступают в качестве поставщиков первых двух ступеней ракеты.
В функции РКК «Энергия» с 25% уставного капитала во-
вошли поставка ступени «Блок-ДМ», большая часть работ по
предстартовой подготовке и обеспечению запуска ракеты.
Разработкой морского сегмента ракетно-космического ком-
комплекса «Зенит-ЗЭЬ» занималась норвежская компания
«Kvaerner», ее участие в проекте было определено в 20%. После
завершения строительства стартовой платформы и сборочно-
командного судна эта фирма осуществляет их текущую эксп-
эксплуатацию.
Для проведения запусков ракет «Зенит-ЗвЪ» было предло-
предложено переоборудовать поврежденную при пожаре нефтедобы-
нефтедобывающую платформу. В 1995 г. самоходная типа катамаран плат-
платформа под именем «Одиссей» была доставлена на судоверфь
фирмы «Kvaerner» в Ставангере (Норвегия). В ходе ее ремон-
ремонта и модернизации были выполнены следующие работы. Под
кормовую часть, где должно монтироваться пусковое устрой-
устройство, была подведена пятая пара опор, при атом длина понто-
понтонов увеличилась на 14 м. На палубе разместились кондицио-
кондиционированный ангар для ракеты, в надстройке — каюты экипа-
экипажа численностью в 70 человек, капитанский мостик,
вертолетная площадка и прочее оборудование.
После проведения монтажно-строительных работ, на кото-
которые было израсходовано 78 млн долл. и 500 тыс чел.-ч, харак-
характеристики платформы «Одиссей» стали такие: длина— 133 м
(по понтонам), ширина — 67 м, высота — 75 м, водоизмеще-
водоизмещение (на ходу) — 30 тыс. т.
В мае 1997 г. для установки элементов ракетного комплекса
платформа своим ходом была отправлена в Россию. Обновлен-
Обновленная силовая установка с четырьмя гребными винтами диамет-
диаметром 3,6 м обеспечивает транспортировку платформы со скоро-
скоростью 12 узлов. На судоверфи в Выборге российские специали-
специалисты произвели монтаж пусковой площадки, систем заправки
ракеты с емкостями для хранения топлива, транспортер-уста-
транспортер-установщик и прочие агрегаты.
Летом 1998 г. после непродолжительных испытаний обо-
оборудования с макетом ракеты платформа «Одиссей» отправи-
отправилась в калифорнийский порт Лонг-Бич (место базирования
А. ШУМИЛИН
комплекса определялось исходя из близости основных произ-
производителей коммерческих спутников связи). Первоначально
планировалось совершить трансатлантический переход с про-
прохождением пролива Дрейка у мыса Горн для выхода в Тихий
океан. Однако неблагоприятная погода в южном полушарии
вынудила изменить маршрут: Гибралтар, Порт-Саид (Египет),
Суэцкий канал, Сингапур и Лонг-Бич, куда платформа при-
прибыла в октябре того же года.
В отличие от стартовой платформы сборочно-командное
судно, предназначенное для предполетной подготовки и
управления запуском ракет «Зенит-ЗБЬ», проектировалось ком-
компанией «Kvaerner» «с чистого листа». Стоимость его строи-
строительства составила 93 млн долл.
Уникальный корабль водоизмещением 30 тыс. т имеет
длину 203 м, ширину 32 м. Судно, названное «"Sea Launch
Commander" («Командир "Морского старта"»), строилось на
верфи в Глазго (Шотландия) и было спущено на воду в де-
декабре 1996 г. Ровно через год корабль прибыл на Канонерс-
Канонерский судоремонтный завод в Санкт-Петербурге для монтажа
технологической оснастки обслуживания ракет и систем уп-
управления стартом»
Основной зал сборки и предполетной подготовки ракет «Зе-
hht-3SL» занимает большую часть корабля. Рабочее помеще-
помещение длиной 66 м, шириной 30 м и высотой 18 м вмещает три
изделия (важной особенностью ракет «Зенит» является прове-
проведение монтажно-сборочных работ в горизонтальном положе-
положении). В носовой части расположены отсеки для обслуживания
третьей ступени и хранения оборудования, подготовка кото-
которого проводится на суше.
На баке корабля имеется посадочная площадка и ангар для
вертолета Ве11-222 грузоподъемностью 1,4 т.
Жилые и бытовые помещения расположены в надстрой-
надстройках. Численность экипажа СКС может достигать 250 человек.
Помимо одно- и двухместных кают на корабле предусмотрено
несколько апартаментов первого и высшего класса. Кроме того,
имеются спортивный зал, небольшой бассейн и кинозал.
Капитанский мостик оборудован самыми современными
системами управления кораблем. Ходовая часть судна вклю-
включает в себя два двигателя финского производства. Маневриро-
Маневрирование и стабилизация судна осуществляются с помощью не-
нескольких вспомогательных силовых установок. Судно обору-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
довано успокоителями качки. Над мостиком установлены не-
несколько антенн систем связи и навигации.
Комплектация СКС технологическим и служебным обору-
оборудованием была завершена'В июне 1998 г. Общая масса россий-
российских систем и агрегатов, установленных на корабле, превыси-
превысила 600 т. Трансатлантическое путешествие из Петербурга в
Лонг-Бич длилось чуть больше месяца. С этим рейсом в США
были доставлены первые две ракеты «Зенит-ЗвЬ».
Определенным доработкам подверглись и бортовые систе-
системы ракеты «Зенит-ЗвЬ». В первую очередь, они коснулись эле-
элементов, чувствительных к океанскому климату и нагрузкам,
возникающим.при морских переходах.
В отличие от условий обычных космодромов управление
запуском ракеты с СКС производится по радиоканалам. По-
Поэтому пришлось модернизировать приемо-передающее обору-
оборудование связи, обеспечив при этом электромагнитную совмес-
совместимость с многочисленными установками командного кораб-
корабля и платформы. Кроме того, потребовалось организовать
каналы управления полетом РН за пределами радиовидимос-
радиовидимости средств СКС. В этих целях используются технические сред-
средства подмосковного Центра управления полетами, а ретранс-
ретрансляция данных с ракеты осуществляется через американские
спутники связи.
Комплектующие ракету «Зенит-ЗБЬ» блоки доставляются
в Лонг-Бич обычным морским транспортом. Техническая база
компании «Sea Launch» развернута на территории площадью
6,8 га, ранее принадлежащей ВМС.
Строительством наземного комплекса по контракту стоимо-
стоимостью 20 млн долл. занималась фирма «Astrotech Space
Operations». С началом эксплуатации ракет «Зенит-ЗвЬ» в
1999 г. эта организация приняла на себя задачи предполетной
подготовки КА.
Основные технические сооружения размещаются на на-
насыпном моле, защищающем небольшую бухту. Заброшенный
ангар переоборудован в хранилище для трех ракет «Зенит».
Вблизи от него построен корпус обслуживания полезного гру-
груза. В здании общей площадью 3000 м2 предусмотрено два ра-
рабочих зала размерами 15 х 20 м и с высотой 15 м. В этих по-
помещениях, где поддерживается повышенный уровень чисто-
чистоты, выполняются последние проверки спутников и их
заправка; для перемещения объектов в корпусе применяют-
А. ШУМИЛИН
ся платформы на воздушной подушке. После монтажа голов-
головного обтекателя и его герметизации сборка «полезного гру-
груза» доставляется на СКС.
Причалы командного корабля и 'пусковой платформы обо-
оборудованы на разных сторонах пирса длиной 333 м. Закатка
элементов ракеты с пирса на главную палубу СКС осуществ-
осуществляется по откидной рампе, закрывающей кормовую часть ко-
корабля. После чего начинается сборка ракеты. В отличие от пер-
первых двух ступеней работы с «Блоком-ДМ» ведутся при верти-
вертикальном положении изделия, кроме того, здесь же
производится его заправка керосином.
Перегрузка полностью собранной ракеты с СКС на стар-
стартовую платформу является одной из самых сложных техно-
технологических операций. Поэтому она выполняется только в
закрытой портовой акватории. Перед началом работ сбороч-
сборочный корабль подводится кормой к носовой части платфор-
платформы и ставится на якоря. Расстояние между двумя судами,
которые крепятся между собой и с берегом, определяется с
тем расчетом, чтобы откинутая кормовая рампа СКС нахо-
находилась под консольной частью ангара платформы, имеющей
раздвижной пол и торцевые ворота. После выката РН на
рампу она с помощью двух мостовых кранов, перемещаю-
перемещающихся под потолком ангара, поднимается вверх и монтиру-
монтируется на установщике.
При транспортировке платформы к месту старта в ангаре
работает система кондиционирования и поддерживается избы-
избыточное давление во избежание попадания в помещение влаги
и пыли.
Для проведения стартов ракет «Зенит-ЗЭЬ» был выбран
экваториальный район с координатой 154° з.д., находящийся
примерно в 5 тыс. км от Лонг-Бич. Расчетная продолжитель-
продолжительность плавания составляет 10—12 дней.
Для каждой экспедиции на случай оперативной доставки
к стартовому комплексу каких-либо необходимых агрегатов
или экстренной эвакуации с кораблей заболевших специалис-
специалистов нанимается самолет для возможных перелетов по марш-
маршруту Гавайи — о. Рождества общей протяженностью около
2400 км. Для сообщения с островом, удаленным от места старта
на 380 км, должен применяться штатный вертолет СКС.
Непосредственно на подготовку к запуску РН отводится
3—5 суток. Для повышения устойчивости стартовая платфор-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
415
ма притопляется — за счет закачки в понтоны забортной воды
ее осадка увеличивается сб,6м до 21м, а водоизмещение воз-
возрастает до 46 тыс. т. После завершения данной операции дли-
длительностью 12—15 ч, к платформе подходит командный ко-
корабль. За день до старта перед началом установки ракеты на
пусковое устройство большая часть команды платформы пе-
переходит на СКС, после чего последнее удаляется на расстоя-
расстояние 5 км.
Ракетно-космический комплекс «Морской старт»
При этом проводятся мероприятия по обеспечению без-
безопасности района старта и оценке метеорологической обста-
обстановки. Первые осуществляются путем облета на вертолете на-
начального участка трассы протяженностью 70—110 км. Для кон-
контроля за погодой командный корабль оснащен допплеровской
РЛС С-диапазона, радиолокатором слежения за поверхностью
океана и воздушными шарами. Предельно допустимым значе-
значением скорости ветра определена величина 11,7 м/с, а высоты
волны 2,4—3 м.
При соответствии погодных условий установленным тре-
требованиям начинаются работы по установке ракеты на пуско-
А. ШУМИЛИН
вое устройство. Ход их выполнения контролируется группой
специалистов, оставшихся на платформе, а также с борта СКС.
Эти операции выполняются в следующей последовательности.
Сначала открываются кормовые ворота ангара и производит-
производится откат задней части его крыши (длина кормовой площадки
существенно меньше высоты РН). Установщик лафетного типа
подъезжает к пусковому устройству и поднимает ракету с ка-
кабель-заправочной мачтой в вертикальное положение. Подсо-
Подсоединение 25 топливных и пневмогидравлических магистралей,
а также колодки с 2500 разъемами осуществляется в течение
2 мин. За три часа до старта (Т-3 ч) после эвакуации с плат-
платформы вертолетом последних специалистов начинается авто-
автоматическая заправка ракеты.
При выполнении этой операции, в ходе которой происхо-
происходят перемещения значительных масс (в ракету закачивается
около 430 т топлива), особую значимость приобретает устой-
устойчивость платформы. В соответствии с установленными нор-
нормами максимальный дифферент и крен комплекса не долж-
должны превышать 1°. Для обеспечения заданных условий плат-
платформа оснащена гидродинамической системой стабилизации,
состоящей из емкостей и насосов для компенсационной пе-
перекачки воды из секций понтонов. Вспомогательные сило-
силовые установки обеспечивают местоположение платформы с
точностью 1,9 м.
С завершением заправки ракеты в момент Т-17 мин уста-
установщик переводится в горизонтальное положение и возвраща-
возвращается в ангар, после чего производится обратный накат крыши
и закрытие ворот ангара.
Здесь еще раз следует отметить уровень автоматизации
ракетно-космического комплекса «Зенит-ЗБЬ». В случае воз-
возникновения нештатной ситуации и отмены старта все предше-
предшествующие операции: слив компонентов топлива, захват раке-
ракеты установщиком и ее возвращение в ангар также произво-
производятся в автоматическом режиме. Надежность топливных
магистралей такова, что операцию заправки и слива топлива
можно проводить трижды без инспектирования соединитель-
соединительных элементов. Поэтому при незначительном сбое до начала
заправки предстартовый отсчет может быть возобновлен уже
через четыре часа, после — через сутки.)
Одновременно с запуском двигателя первой ступени раке-
ракеты «Зенит-ЗБЬ» в газоотводный канал начинает подаваться вода
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
с расходом 18 т/с для защиты конструкции платформы и сни-
снижения шумовых нагрузок. Двускатный рассекатель направ-
направляет поток пламени вбок между двумя кормовыми опорами
платформы. После выхода на расчетный режим маршевого
ЖРД происходит разрыв опорных узлов, и ракета начинает
подъем с достаточно большой тяговооруженностью A,6 про-
против 1,1, соответствующей большинству других РН), поэтому
она достаточно быстро уходит от стартовой платформы, что
снижает вероятность значительного ущерба при аварии.
Типовая программа полета ракеты «Зенит-ЗЭЬ» при выве-
выведении спутника на переходную орбиту такова:
Т=0 — старт ракеты;
Т+8 с — начало разворота по тангажу;
Т+1 мин 4 с — максимальный скоростной напор @,53 кг/см2);
Т+1 мин 48 с — максимальные перегрузки C,8 g);
Т+1 мин 49 с — снижение тяги первой ступени до 75%;
Т+2 мин 9 с — снижение тяги до 50%;
Т+2 мин 21с — включение верньерных двигателей второй
ступени;
Т+2 мин 23 с — прекращение работы первой ступени;
Т+2 мин 26 с — отделение первой ступени (район падения
блока находится примерно в 800 км от места старта);
Т+2 мин 31с — включение маршевого ЖРД второй сту-
ступени;
Т+3 мин 37 с — сброс головного обтекателя на высоте
117 км (район падения в 1000 км от старта);
Т+7 мин 9 с — снижение тяги второй ступени до 85%;
Т+7 мин 29 с — останов маршевого ЖРД второй ступени;
Т+8 мин 44 с — прекращение работы верньерных двигате-
двигателей и отделение второй ступени (район падения в 4600 км от
старта);
Т+8 мин 49 с — сброс корпуса третьей ступени;
Т+8 мин 54 с — запуск маршевого ЖРД третьей ступени;
Т+12 мин 46 с — останов третьей ступени (выход на опор-
опорную орбиту);
Т+42 мин 46 с — второе включение ЖРД третьей ступени;
Т+49 мин 2 с — прекращение работы третьей ступени (вы-
(выход на переходную орбиту);
Т+49 мин 17 с — отделение полезного груза.
А. ШУМИЛИН
Первый старт ракеты «Зенит-ЗЭЬ» был успешно осуществ-
осуществлен в марте 1999 г. Поскольку полет носил статус демонстра-
демонстрационного, то на РН устанавливался макет полезного груза. При
втором запуске, состоявшемся спустя полгода, ракета вывела
в космос коммерческий спутник связи. После начала штатной
эксплуатации цена на запуск ракеты «Зенит-ЗвЬ» была опре-
определена в размере 90—100 млн долл.
Несмотря на аварию при третьем полете в 2000 г., ракета
«Зенит-ЗЭЬ» зарекомендовала себя как достаточно надежная
ТКС, пользующаяся спросом на рынке (к лету 2004 г. состоя-
состоялось еще десять успешных стартов). Однако наблюдаемое в
последние годы падение коммерческого грузопотока в космос
не позволило пока реализовать все ранние планы на проведе-
проведение б—8 полетов в год (исходя из такой интенсивности рас-
рассчитывалась рентабельность проекта). Кроме того, еще ни разу
за одну экспедицию не удавалось осуществить запуски ни двух,
ни тем более трех РН, а транспортные затраты на единичный
старт существенно повышают расценки на пусковые услуги.
Поэтому в конце 2003 г. компания «Sea Launch» приняла
решение о подготовке к запускам ракет «3eHHT-3SL» с терри-
территории космодрома Байконур (подобная схема эксплуатации
была оговорена исходным соглашением по проекту). Данный
вариант, конечно, ухудшит энергетические характеристики
изделия. Однако при избытке предложений на рынке средств
выведения на фоне глобального спада активности в области
спутниковых систем снижение расценок может сыграть реша-
решающую роль при получении новых заказов. Первый старт ра-
ракеты «Зенит-ЗвЬ» с наземной пусковой площадки может со-
состояться в 2005 г.
Определенные надежды компания «Sea Launch» связывает
с получением заказов NASA на доставку ракетой «Зенит-3SL»
грузов к Международной космической станции. Но по услови-
условиям предоставления банковских кредитов на реализацию про-
проекта «Морской старт», данная ТКС не должна конкурировать
с американскими РН в рамках программ, выполняемых пра-
правительственными организациями США. Поэтому предваритель-
предварительные переговоры, проведенные с инвесторами в 2001 г., не дали
позитивных результатов. Однако после гибели «Колумбии»
ситуация изменилась и NASA обратилось к компании «Sea
Launch» с предложением изучить возможности выведения ра-
ракетой на низкую орбиту грузов массой до 16 т.
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШС 419
В целях недопущения внутренней конкуренции на рынке
пусковых услуг между ракетами «Зенит-ЗЭЬ» и «Дельта» в
2001 г. корпорация «Boeing» образовала специализированное
подразделение «Boeing Launch Services» (BLS) для проведения
согласованного маркетинга этих ТКС. По своим задачам -но-
-новая организация схожа с компанией ILS, осуществляющей
коммерческую эксплуатацию ракет «Атлас» и «Протон». Но в
отличие от своего конкурента роль фирмы BLS будет ограни-
ограничена лишь участием в конкурсах на запуски спутников и офор-
оформлением контрактов. Непосредственными работами по прове-
проведению стартов по-прежнему будут заниматься либо корпора-
корпорация «Boeing», либо предприятие «Sea Launch».
Поэтому, учитывая преимущества независимой эксплуата-
эксплуатации нескольких тяжелых ракет, причем с различных полиго-
полигонов, можно не сомневаться, что оригинальный проект десяти-
десятилетия еще долгие годы будет оставаться на плаву.
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «ORBITAL SCIENCES»
Корпорация «Orbital Sciences» (Даллес, шт. Виргиния) была
организована в 1982 г. бывшим сотрудником NASA Дэвидом
Томпсоном A954 г.р.), принимавшим участие в создании мар-
маршевых двигателей МТКС «Спейс Шаттл». Окончив под влия-
влиянием коммерческих веяний Гарвардскую школу бизнеса, он с
двумя однокурсниками-энтузиастами учреждает собственную
фирму с начальным капиталом 300 тыс. долл.
Основной задачей новой компании стала разработка и мар-
маркетинг верхних ступеней для орбитального корабля МТКС.
Составленный ими план работ привлек внимание крупных те-
техасских нефтепромышленников, и вскоре фирма получила
кредит в размере 2 млн долл.
Однако начало коммерческой деятельности корпорации
«Orbital Sciences Corp.» (OSC) оказалось нелегким. Из не-
нескольких подготовленных проектов NASA заинтересовал
лишь твердотопливный разгонный блок «Transfer Orbit
Stage» (TOS), по своей грузоподъемности (около 3 т на пе-
переходной орбите) занявший промежуточное положение меж-
между ступенями РАМ и IUS.
Блок TOS проектировался компанией OSC совместно с кор-
корпорацией «Martin Marietta» на базе РДТТ «Орбас-21», при-
420 ЯВ^ А. ШУМИЛИН
меняющегося на первой ступени блока IUS. В целях сниже-
снижения затрат значительное количество бортового оборудования
последнего было использовано в новом изделии.
Ступень TOS массой 11т (без учета монтажной люльки
массой 2,7 т) имела длину 3,3 м и диаметр 2,34 м; в ходе по-
полета маршевый РДТТ тягой 18,9 т работал в течение 144 с.
Важной особенностью изделия была высокая надежность 0,998.
Предварительное соглашение с NASA не предполагало фи-
финансирования разработки ступени TOS. Поэтому она проекти-
проектировалась исключительно на частные средства.
Катастрофа «Челленджера» перечеркнула все коммерческие
начинания в рамках программы «Спейс Шаттл». Тем не ме-
менее NASA закупило два разгонных блока TOS. Причем только
один был использован в составе МТКС — для выведения экс-
экспериментального спутника связи ACTS в 1993 г., а другой из-
изначально предназначался для запуска марсианского аппа-
аппарата «Mars Observer» ракетой «Титан-3» A992 г.).
Истратив на программу TOS около 35 млн долл., компа-
компания OSC оказалась в тяжелом финансовом положении. Отсут-
Отсутствие спроса не давало никаких надежд на какое-либо возме-
возмещение затрат (объем поставок, окупивших бы расходы, опре-
определялся в 10—12 изделий).
Для выхода из кризиса с приближающейся перспективой
банкротства необходим был дешевый, коммерчески привлека-
привлекательный и непродолжительный по срокам реализации проект.
Идея создания крылатой ракеты-носителя воздушного старта
поначалу была встречена в компании OSC с большим недове-
недоверием. Однако именно с этого проекта началось активное раз-
развитие корпорации, спустя пятнадцать лет вошедшей в число
крупнейших аэрокосмических предприятий мира.
РАКЕТА «ПЕГАС».
Запуск ракеты с борта самолета предоставляет как энерге-
энергетические, так и эксплуатационные преимущества перед ТКС на-
наземного базирования. К первым следует отнести следующие:
— увеличение грузоподъемности за счет использования
кинетической и потенциальной энергии самолета-носителя;
— снижение аэродинамических нагрузок из-за меньшей
плотности атмосферы на высоте сброса и, как следствие, умень-
уменьшение массы конструкции ракеты;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
— повышение эффективности маршевого двигателя пер-
первой ступени за счет улучшения его высотных характеристик
йдругие.
Мобильность и относительная простота эксплуатации та-
такой авиационно-космической системы позволяют оперативно
и достаточно скрытно производить запуски спутников, при-
причем практически без ограничений по азимутам трасс, по по-
погодным условиям и т.п.
Подобные возможности не могли ни привлечь внимания
военных. Еще в конце 1950-х годов ВМС предпринимают не-
несколько безуспешных попыток запусков многоступенчатой
твердотопливной ракеты с истребителя F-4. В 1960-х годах
изучаются возможности использования стартующего с само-
самолета В-52 ракетоплана Х-15 для разгона и запуска модифици-
модифицированной ракеты «Голубой Скаут».
Но, как отмечают историки корпорации «Orbital Sciences»,
основным прототипом предложенной ТКС следует считать экс-
экспериментальную ракету ASAT, предназначенную для уничто-
уничтожения спутников на низких орбитах. В качестве самолета-но-
самолета-носителя этого ракетного комплекса, испытания которого прово-
проводились в середине 1980-х годов, использовался истребитель F-15.
Однако отличительной особенностью новой РН, названной
«Пегас», стала крылатая первая ступень, обеспечившая ста-
стабильный горизонтальный полет с аэродинамическим качеством
после отделения от самолета (вкл. 47). Кроме того, наличие
крыла позволило реализовать более пологую S-образную тра-
траекторию выхода на орбиту, характеризуемую снижением гра-
гравитационных потерь, меньшими нагрузками на конструкцию
и энергетическими затратами на управление.
По предварительным подсчетам, только за счет старта ра-
ракеты при скорости самолета М=0,8 на высоте 12 км, где плот-
плотность атмосферы вчетверо ниже приземного слоя, энергети-
энергетические затраты на выведение грузов в космос снижаются на
Ю—15%, а масса полезного груза увеличивается на 1—2%.
В результате грузоподъемность системы «Пегас» оказыва-
оказывалась вдвое большей, чем у наземных РН аналогичного класса.
При стартовой массе 18 т ракета «Пегас» доставляет на эква-
экваториальную орбиту высотой 450 км спутники массой 408 кг, а
й* полярную той же высоты КА массой 272 кг.
Разработка ракеты «Пегас» началась весной 1987 г. без
еДиного заказа на запуск. Изначально новая ТКС предназна-
422 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
чалась для решения широкого круга задач. Однако наиболь-
шую роль в успешном продвижении проекта сыграли военные
организации.
В 1988 г. Управление DARPA приступило к реализации
программы «Advanced Space Technology Programme», более
известной под неофициальным названием «Lightsat» («Легкий
спутник»). Кризис национальной космической программы вы-
вынуждал искать иные варианты развертывания и восполнения
орбитальных группировок военного назначения.
Основной задачей проекта «Lightsat» стала отработка но-
новейших технологий на небольших и дешевых КА. По мнению
специалистов Управления, на создание универсальных спут-
спутников тяжелого класса уходит значительное время (до 8—
10 лет), при этом элементная база изделий устаревает. Поэто-
Поэтому последние технические новинки в различных областях связи
или наблюдения могут быть апробированы только на малых
спутниках со сроком разработки 2—3 года.
Для выведения таких аппаратов массой 180—270 кг потре-
потребовалась соответствующая ТКС. В наибольшей степени подхо-
подходящей установленным показателям стоимости и оперативнос-
оперативности запуска оказалась ракета «Пегас».
Однако заключенный летом 1988 г. с корпорацией OSC
контракт предусматривал оплату только пусковых услуг (по
6—7,3 млн долл. за первые старты). Поэтому, как и разгон-
разгонный блок TOS, ракета «Пегас» создавалась на средства раз-
разработчиков.
Итак, если не считать модернизации моделей уже эксплу-
эксплуатирующихся семейств, то впервые за 20 лет американская
промышленность приступила к созданию новой РН, причем
беспрецедентно принадлежащей частной компании.
Значительная роль в успешной реализации программы «Пе-
«Пегас» принадлежит крупной двигателестроительной фирме
«Hercules Aerospace» (ныне подразделению корпорации «Alliant
Techsystems»). После победы в конкурсе на поставку марше-
маршевых РДТТ эта фирма согласилась на финансирование разра-
разработки всей ракеты. По условиям заключенного между компа-
компаниями OSC и «Hercules» соглашения, каждая из них выдели-
выделила на программу по 30 млн долл.; освоенные в рамках программы
технологии будут принадлежать обоим партнерам. Кроме того,
компания «Hercules» приобрела часть акций корпорации OSC»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДС> 423
что обеспечило молодой организации определенную стабиль-
яость.
Ограниченные финансовые средства и установленный Уп-
Управлением DARPA срок первого полета ракеты «Пегас» (сере-
(середина 1989 г.) вынуждали вести работы в крайне жестком ре-
режиме. Проектная группа компании OSC включала всего 35 спе-
специалистов, одним из требований при наборе сотрудников было
наличие навыков программиста. Q учетом субподрядчиков об-
общее количество занятых в программе людей не превышало
80 человек.
Принципы экономии, простоты и надежности не могли не
отразиться и на конструкции ракеты «Пегас». Данная ТКС про-
проектировалась на уже освоенрой элементной базе, позволявшей
до минимума сократить стендовую отработку. Бортовые сис-
системы за исключением самоликвидации не дублировались. Ис-
Испытательный полет не предусматривался.
Ракета «Пегас» длиной 15,5 м представляет собой сборку
трех твердотопливных ступеней, из которых две нижних име-
имеют диаметр 1,27 м, третья — диаметр 0,96 м. Верхняя ступень
с приборным отсеком закрывается двухлепестковым обтекате-
обтекателем с диаметром, соответствующим размеру нижних ступеней.
Обтекатель, как и все маршевые РДТТ ракеты, изготавлива-
изготавливаются фирмой «Hercules» (далее «Alliant») из композиционных
материалов. Общая доля композитов в массе конструкции ра-
ракеты составляет 94%, алюминия 5%, а 1% приходится на ти-
титановые сплавы.
При разработке РДТТ ракеты «Пегас» использовались до-
достаточно консервативные конструкторские подходы в сочета-
сочетании с широким использованием элементов, отработанных в
Рамках таких программ, как «Дельта-2», «Трайдент» и дру-
других. В целях упрощения проектных работ запас.прочности для
изделий был принят равным 1,4.
Маршевые РДТТ снаряжались полибутадиеном НТРВ, по
составу схожим тому, который применяется в ускорителях
Ракет «Дельта-2» и на ступенях БРСД «Першинг-2». Дан-
Данное топливо относится к недетонирующим зарядам класса
«1.3», что позволило существенно упростить предстартовую
Подготовку ракеты и уменьшить площадь технической по-
позиции. Так, например, по требованиям безопасности, поме-
помещения, где проводится обслуживание РДТТ с таким заря-
Дом, должны отстоять от других зданий на расстоянии 72 м,
424 ДИ^ А. ШУМИЛИН
тогда как для детонирующих топлив класса 1.1 этот пока-
показатель определяется в 400 м.
Корпуса РДТТ всех ступеней ракеты «Пегас» изготавлива-
изготавливаются из углеродно-волоконного материала, нижнее днище с
критическим сечением — из трехмерного углерод-углеродно-
углерод-углеродного композита, углерод-фенольные сопла усилены углерод-эпок-
углерод-эпоксидной тканью. На двигателе первой ступени используется
фиксированное сопло, РДТТ верхних, ступеней комплектуют-
комплектуются качаемыми соплами с электромеханическими приводами.
Масса снаряжаемого топлива и средняя тяга двигателя пер-
первой ступени составляют 1.2,1т и 50,7 т, РДТТ второй ступе-
ступени — 3 т и 12,6 т, РДТТ третьей ступени — 0,77 т и 4 т соот-
соответственно.
При намотке корпуса двигателя первой ступени в него за-
закладывается алюминиевая вставка для крепления треуголь-
треугольного крыла размахом 6,7 м (дельтавидная форма позволяет
уменьшить смещение центра давления при сверхзвуковых ско-
скоростях). Крыло имеет угол стреловидности 45° и срезанные за-
концовки, обеспечивающие более равномерное обтекание. Про-
Профиль крыла ромбовидный с относительной толщиной 10%,
радиус передней кромки составляет 2,54 см. Для облегчения
сборки участки с узлами крепления на нижней и верхней по-
поверхностях плоские, толщина крыла в этих местах 20,3 см.
Крыло спроектировано фирмой «Scaled Composites», спе-
специализирующейся на конструировании летательных аппара-
аппаратов из композитов. Внешние поверхности крыла, масса кото-
которого составляет 270 кг, изготовлены из углеродно-волоконно-
углеродно-волоконного материала; внутренний объем занимает пенообразный
наполнитель.
Управление полетом ракеты «Пегас» на участке работы
первой ступени осуществляется аэродинамическими средства-
средствами: цельноповоротными стабилизаторами и килем. Все управ-
управляющие поверхности с силовыми приводами смонтированы на
хвостовой юбке, выполненной из алюминиевого сплава.
Управление по крену при работе верхних ступеней и простран-
пространственную ориентацию РН на пассивном участке полета обес-
обеспечивают шесть реактивных сопел, работающих на газообраз-
газообразном азоте.
В целях снижения стоимости разработки многие компонен-
компоненты бортового электронного оборудования ракеты «Пегас» был#
заимствованы с уже эксплуатирующихся изделий. Так, напр#*
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
мер, система, наведения с лазерным гироскопом создавалась
фирмой «Litton» на основе блоков, применяющихся на проти-
противолодочных торпедах. Прототипом основной БЦВМ фирмы
«Aitech» послужил компьютер системы управления огнем из-
израильского танка. Для обработки данных о функционирова-
функционировании различных агрегатов и блоков на ракете устанавливалось
15 микропроцессоров.
\
15 :
г
/ I
П 13
3
\
1%
л
11
\
iO
К
8
6
/
7
Ракета «Пегас»:
1 — переходник полезного груза, 2 — приборный отсек, 3 — узлы
стыковки второй и третьей ступеней, 4 — приводы поворота сопел
РДТТ второй и третьей ступеней, 5 — узлы подвески ракеты
к самолету, 6 — гаргрот, 7 — привод поворота киля, 8 — РДТТ пер-
первой ступени, 9 — плоскость стыковки первой и второй ступеней,
10 — узлы крепления переходника, 11 — РДТТ второй ступени,
12 — РДТТ третьей ступени, 13 — головной обтекатель, 14 — бак
с азотом, 15 — реактивные сопла системы управления
Определенные сложности при создании ракеты «Пегас»
возникли с оценкой ее аэродинамических характеристик.
В этом значительную помощь компании OSC оказал Центр
Эймса, выполнивший компьютерное моделирование условий
полета изделия. Ракета «Пегас» стала первой ТКС, схема ко-
которой была определена только численными методами без про-
продувок в аэродинамических трубах. При этом в ходе работ был
проведен анализ данных по аэродинамике ракетоплана Х-15,
с которым у ракеты «Пегас» много общего.
Заинтересованность NASA в таких исследованиях объяс-
объяснялась необычной траекторией выведения, при которой ско-
скорость полета с аэродинамическим качеством (в конце работы
первой ступени) достигала М=8. Данные об условиях гипер-
гиперзвукового обтекания крылатой РН предполагалось использо-
использовать при создании трансатмосферного аппарата Х-30. Кроме
того, благодаря пологой траектории разгона ракету «Пегас»
426 ?ШШ*> А. ШУМИЛИН
планировалось использовать для запусков экспериментальных
моделей по программе NASP (что и было реализовано позднее
в проекте «Нурег-Х»).
Начальный этап эксплуатации ракеты ¦ Пегас» также был
связан с NASA, предоставившим для запусков изделия само-
самолет В-52, который применяется уже не одно десятилетие для
испытаний различных экспериментальных аппаратов. Поча-
Почасовая плата за самолет, базирующийся в Центре Драйдена,
была назначена в размере 30 тыс. долл. На осуществление за-
запуска РН в зависимости от места его проведения отводится
2—4 ч.
Первоначально наземный комплекс ракет «Пегас» был раз-
развернут в Центре Драйдена. Для проведения сборочных работ
и размещения центра управления полетом компания арендо-
арендовала корпус площадью 432 м2.
Однако из-за ограниченных технических возможностей
Центра в 1994 г. компания OSC перенесла все службы комп-
комплекса на базу Ванденберг, где ей были предоставлены более
обширные помещения, позволившие вести работы одновремен-
одновременно с четырьмя изделиями.
Ступени ракеты доставляются в монтажный корпус VAB
(Vehicle Assembly Building) примерно за четыре месяца до за-
запуска. Их сборка производится в горизонтальном положении
на специальном трейлере со шестистепенной подвеской изде-
изделия. Работы выполняются в двух кондиционируемых залах
размерами 15 х 36 м, где поддерживается температура
21 ±5 °С и влажность 40 ±10%.
Предстартовая подготовка полезного груза выполняется в
отдельном помещении с повышенным уровнем чистоты. Пред-
Предназначенный к выведению КА устанавливается на ракете при-
примерно за 12 дней до запуска. Затем производится заправка азо-
азотом баков двигателей системы ориентации ракеты и монтаж
головного обтекателя. Подвеска РН под самолетом выполня-
выполняется с помощью подъемных механизмов трейлера примерно
за сутки до полета.
Разработка ракеты «Пегас» длилась ровно три года (вмес-
(вместо запланированных 28 месяцев). Первый старт с военным спут-
спутником связи и экспериментальным оборудованием NASA на-
намечалось осуществить 4 апреля 1990 г., но он был отложен по
исключительной причине — дождя, который бывает в районе
базы Эдвардз не чаще трех раз в год. На следующий день
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
в 11 ч 3 мин по местному времени самолет В-52 с ракетой под
правым пилоном оторвался от бетонной полосы аэродрома и в
сопровождении нескольких самолетов наблюдения взял курс
в! сторону океана.
- Для навигационного обеспечения самолета-носителя были
задействованы наземные радиотехнические средства. Точное
совпадение трассы полета в момент отделения ракеты с плос-
плоскостью заданной орбиты снижает энергетические потери на ее
выведение. При подходе к точке старта самолет выполнил ряд
маневров для выставки системы наведения ракеты.
Сброс ракеты «Пегас» был осуществлен в 12 ч 10 мин. Для
балансировки самолета в полете топливо расходовалось с та-
таким расчетом, чтобы перед отделением РН массой 18 т вес
правой консоли превышал на 9 т вес левой, а после сброса
пропорция изменилась бы на обратную. Поэтому, освободив-
освободившись от груза, самолет достаточно быстро совершил левый
разворот.
Свободное планирование ракеты «Пегас» длилось 5 с (за
это время высота полета снизилась на 100 м), после чего был
произведен запуск РДТТ первой ступени. Разгон был стреми-
стремительный — тяговооруженность ракеты достигает 2,5. Уже спу-
спустя 4 с, продолжая снижение, ракета преодолела звуковой ба-
барьер, а еще через 4 с, будучи ниже уровня сброса на 300 м,
она начала подъем с углом атаки 2Г.
Первая ступень прекратила работу на 76 с полета при ско-
скорости М=8,2 и на высоте 71 км. Через 14 с включился двига-
двигатель второй ступени. Активный участок этого блока длитель-
длительностью 72 с был отмечен сбросом головного обтекателя. После
отключения РДТТ на высоте 198 км при скорости 5,25 км/с
начался пассивный участок траектории продолжительностью
в 380 с. Включившаяся на 9 мин полета третья ступень обес-
обеспечила выведение полезного груза на полярную орбиту высо-
высотой около 540 км. Успех был полным.
«Мы вышли на орбиту», — монотонно произнес диктор в
Центре управления полетом ракеты.
Вскоре после первого запуска компания OSC подписала с
ВВС предварительное соглашение о продаже 40 ракет «Пегас»
стоимостью по 8—9 млн долл., а от NASA поступил заказ на
10 изделий. Таким образом, новая ТКС сразу же была призна-
признана правительственными организациями.
428 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
Однако, несмотря на серьезную поддержку банковских кру-
кругов, финансовое положение корпорации OSC было далеко не
безоблачным. Затраты на разработку и эксплуатацию ракеты
«Пегас» оказались существенно выше ожидавшихся (возмож-
(возможно, они были преднамеренно занижены с целью получения пер-
первого контракта от Управления DARPA, поскольку другие уча-
участники конкурса определяли стоимость пусковых услуг на
уровне 12 млн долл.). Вложенные в программу средства могли
окупиться только после 16—18 стартов ракеты.
В конце апреля 1990 г. для быстрого получения денежных
сумм на погашение долгов корпорация OSC предприняла не-
необычный для аэрокосмической промышленности шаг — пред-
предложила на рынок ценных бумаг собственные акции. Благода-
Благодаря успешному полету ракеты «Пегас» за 2,4 млн акций было
получено 34 млн долл. Подобная операция была повторена ле-
летом 1991 г. незадолго до второго старта ракеты.
Полученные от продажи акций средства шли не только на
возвращение кредитов, но и на дальнейшее развитие проекта
«Пегас». Среди первостепенных задач называлось увеличение
грузоподъемности системы и повышение точности выведения
грузов (при первых полетах в целях экономии средств РН ком-
комплектовалась РДТТ без калибровки топливного заряда, поэто-
поэтому параметры рабочих орбит были далеки от требуемых).
Обе эти задачи были отчасти решены уже при подготовке
к полету второй ракеты «Пегас», которая была оснащена чет-
четвертой жидкостной ступенью HAPS (Hydrazine Auxiliary
Propulsion System — «вспомогательная силовая установка на
гидразинном топливе»). В результате масса полезного груза,
доставляемого на полярную орбиту высотой 800 км, возросла
со 150 кг до 190 кг, а точность параметров орбиты по накло-
наклонению с ±0,2° до ±0,1°, а по высоте с ±85 км до ±19 км.
Устанавливаемый на третьей ступени блок HAPS комплек-
комплектуется тремя ЖРД тягой по 22,6 кг, рассчитанными на по-
повторный запуск. Запас гидразина 72,6 кг допускает два вклю-
включения продолжительностью 131 си 110 с. Горючее хранится в
сферическом баке, установленном под переходником полезно-
полезного груза.
Значительного (до 40%) увеличения грузоподъемности ра-
ракеты «Пегас» при 10%-ном повышении затрат на эксплуата-
эксплуатацию удалось добиться после создания ее усовершенствованной
модели «Пегас-XL». Новая ТКС существенно отличается от
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ. 429
базового изделия. Во-первых, первые две ступени оснащаются
рДТТ с увеличенной массой топлива, что было достигнуто за
счет удлинения корпусов — первой ступени на 1,37 м, второй
ступени на 0,45 м.
Во-вторых, некоторой модернизации подверглась и систе-
система управления ракетой. В частности, на модели стал приме-
применяться новый компьютер фирмы «Oettle & Reicher», который
по сравнению с прежней БЦВМ имеет почти вдвое меньшую
массу 4,46 кг.
СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ПЕГАС-XL»
Разработчик— «Orbital Sciences».
Начало эксплуатации — 1994 г. (базовой модели — 1990 г.).
Стоимость запуска — 20 млн долл.
Энергетические характеристики — 279 кг (полярная орби-
орбита высотой 463 км), 382 кг (экваториальная орбита высотой —
463 км).
Стартовая масса — 22,6 т.
Длина — 16,8 м.
Диаметр— 1,27 м.
Размах крыла— 6,7 м.
Первая ступень
Двигатель— «OpnoH-50SXL».
Длина— 10,76 м.
Диаметр— 1,27 м.
Стартовая масса— 17,16т.
Масса топлива — 15, 1т.
Тяга средняя в вакууме — 63,3 т.
Время работы — 64,3 с.
Вторая ступень
Двигатель— «Орион-50ХЬ».
Длина — 4,3 м.
Диаметр — 1,27 м.
Стартовая масса — 4,3 т.
Масса топлива — 3,9 т.
Тяга в вакууме — 16,3 т (средняя), 20 т (максимальная).
Время работы — 70 с.
Третья ступень
Двигатель— «Орион-38».
Длина— 2,1 м.
А. ШУМИЛИН
Диаметр — 0,96 м.
Стартовая масса— 893 кг.
Масса топлива — 771 кг.
Тяга в вакууме — 3,5 т (средняя), 3,94 т (максимальная).
Время работы — 64 с.
Головной обтекатель
Длина — 4,42 м.
Диаметр— 1,27 м.
Длина зоны полезного груза — 2,13 м.
Диаметр зоны полезного груза — 1,17 м.
Масса — 127 кг.
И, в-третьих, более тяжелая ракета потребовала нового са-
самолета-носителя. Для транспортировки модели «Пегас-XL»
было предложено переоборудовать пассажирский авиалайнер,
который бы позволил подвешивать ракету под фюзеляжем во
избежание проблем с балансировкой.
Выбор самолета «Тристар» L-1011—100 фирмы «Lockheed»
был предопределен конструктивными и экономическими со-
соображениями. В отличие от альтернативных вариантов, напри-
например «Боинга-747» или DC-10, для монтажа на нем системы
подвески ракеты не требовалось нарушать целостность ниж-
нижних силовых балок или обшивки герметичных отсеков.
Некоторым недостатком самолета является низкий клиренс,
весьма усложнивший монтаж ракеты. Прэтому теперь при под-
подвеске самолет приподнимается домкратами на высоту, допус-
допускающую подъезд трейлера, но и в этом случае с РН приходит-
приходится демонтировать киль.
Пассажирский авиалайнер «Тристар» со взлетной массой
211т рассчитан на перелеты дальностью до 6400 км с крей-
крейсерской скоростью 954 км/ч. Его длина составляет 54,2 м, вы-
высота — 16,8 м, диаметр фюзеляжа — 5,97 м, размах крыла
47,3 м; экипаж — три человека; силовая установка комплек-
комплектуется тремя двигателями RB-211-22B фирмы «Rolls-Royce».
Выбранный авиалайнер выпуска 1974 г. был приобретен У
авиакомпании «Air Canada» в долгосрочную аренду в 1992 г.
Работы по его модернизации выполнялись английской фир*
мой «Marshall Aerospace».
Ракеты «Пегас» и «Пегас-XL» крепятся на самолете «Три-
стар» в пяти силовых узлах: четырех основных, расположен-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ных на крыле, и одном переднем, смонтированном на корпусе
второй ступени.
Механизм подвески общей массой 5 т установлен в цент-
центральном кессоне крыла. На трех передних лонжеронах цент-
центроплана с помощью мощных алюминиевых стоек закреплена
стальная рама с четырьмя основными крюками. Максималь-
Максимальная нагрузка, передаваемая рамой на конструкцию самолета
в полете, может достигать 90 т. При отделении ракеты крюки
раскрываются под действием одного из двух взаимно дубли-
дублирующих домкратов мощностью до 2,8 т.
Передний узел оснащен гидравлическим приводом, кото-
который прижимает ракету к подфюзеляжному обтекателю пило-
пилона с усилием 1,5 т. При сбросе изделия этот узел срабатывает
с задержкой в 0,05 с для придания ракете небольшого угла
атаки и гарантийного выхода ее киля из специального бокса в
фюзеляже самолета.
Основное пневмогидравлическое оборудование механизма
подвески и системы кондиционирования РН газообразным азо-
азотом было установлено на нижней палубе самолета, где раньше
находилась кухня. Азот хранится в десяти баллонах под дав-
давлением 352 кг/см2. Функционально емкости разделены нча две
группы по пять закольцованных между собой баллонов.
Из емкостей первой группы азот с расходом 0,7 кг/мин
подается под головной обтекатель ракеты для кондициониро-
кондиционирования КА. Содержимое других баллонов используется для ох-
охлаждения электронного оборудования ракеты. На эти цели
расходуется 2 кг азота в минуту дри давлении 2,5 кг/см2. Ма-
Магистрали подачи газа, подводимые к ракете через обшивку
фюзеляжа, оснащены сильфонами и быстродействующими
клапанами.
В целях максимального снижения массы самолета прак-
практически все пассажирские места были демонтированы, лишь
в салоне первого класса за кабиной экипажа осталось несколько
кресел; там же были оборудованы два операторских пульта
Управления запуском ракеты. Однако в функции операторов
входит лишь общий контроль за состоянием систем изделия
перед стартом. Помимо различных индикаторов на рабочих
местах операторов имеются мониторы, где отображается ин-
информация с двух видеокамер, расположенных на днище фю-
фюзеляжа самолета спереди и сзади РН. По соображениям без-
А. ШУМИЛИН
опасности команда на отделение ракеты подается либо коман-
командиром корабля, либо вторым пилотом.
В отличие от базовой модели начало эксплуатации ракеты
«Пегас-XL» было неудачным — первые два старта, осуществ-
осуществленные в 1994—1995 гг., оказались аварийными. Наиболее се-
серьезные последствия повлекла за собой первая авария, став-
ставшая следствием конструкторских ошибок. Возникшие в поле-
полете нагрузки превысили расчетные, и система управления
начала выдавать неверные команды. Для уточнения условий
обтекания удлиненной ракеты корпорации OSC пришлось,
впервые за всю программу, провести продувки моделей изде-
изделия в аэродинамических трубах.
Тем не менее после выполненных доработок интенсивность
полетов ракеты «Пегас-XL» значительно возросла: в 1996 и
1997 гг. было произведено по пять стартов, в 1998 г. — шесть
запусков. (А потом последовало общее сокращение производ-
производства малых спутников.)
Активная эксплуатация РН «Пегас» была обеспечена как
новыми производственными мощностями, развернутыми на
базе Ванденберг, так и эксплуатационными характеристика-
характеристиками самолета «Тристар». Возможности взлета с обычных аэро-
аэродромов существенно расширили географию применения этого
ракетного комплекса. За последние годы старты самолета с
ракетой производились не только с базы Ванденберг, но и с
м. Канаверал, острова Уоллопс, а также с одного из Канарс-
Канарских островов.
Таким образом, в рамках проекта? «Пегас» в достаточно
полной мере удалось воплотить идею мобильного и оператив-
оперативного запуска ракет. Но уникальность данной ТКС не ограни-
ограничивается только этим.
Реализованная концепция воздушного старта предполага-
предполагает использование и обычных аэродромов, и экономичных ВРД»
и подъемную силу несущих поверхностей, и многое другое,
что выгодно отличает самолет от ракеты. Поэтому комплекс
«Тристар-Пегас», вобрав в себя лучшие свойства авиационных
и ракетных систем, занял особое место в эволюции средств
выведения КА (вкл. 46).
РАКЕТА «ТАУРУС».
Еще на этапе разработки ракеты «Пегас» корпорация OSC
приступила к изучению возможностей ее модернизации. В ка-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
честве одного из вариантов, отличавшегося незначительными
капиталовложениями, рассматривался аналог ракеты назем-
наземного старта. Основными отличиями данной модели, назван-
названной «Лебедь», было отсутствие крыла на первой ступени и вдвое
меньшая грузоподъемность.
Позднее был предложен проект более мощной ракеты «Пе-
rac-XLS» со стартовой массой 38,6 т. Помимо новых РДТТ эта
система должна была комплектоваться крылом размахом 7,9 м;
но ее запуски также предполагалось осуществлять с самолета
«Тристар».
Однако дальнейшее развитие проекта «Пегас» пошло по
пути, предложенному первым заказчиком РН — Управлением
DARPA. Значимость, которая придавалась выполняемой этим
ведомством программе «Lightsat», была такова, что практи-
практически одновременно с заказом на разработку ракеты «Пегас»
Управление объявило конкурс на создание еще одной ТКС гру-
грузоподъемностью 450 кг на полярной орбите высотой 740 км
(в 1991 г. этот параметр был увеличен до 815 кг).
Другими требованиями, предъявленными к будущей ракете
наземного, кстати говоря, базирования, стали традиционные —
высокая мобильность и оперативность запуска. Нетрадиционны-
Нетрадиционными были жесткие показатели данных характеристик: проектом
предусматривалась транспортировка компонентов ракетного ком-
комплекса автомобильными средствами на расстояние до 1600 км,
старт осуществляется с простой бетонированной площадки, про-
продолжительность сборки изделия не должна превышать 5 суток,
а на проведение запуска отводится 72 ч. Подобные требования
были определены исходя из задач оперативного развертывания
спутников связи и разведки в чрезвычайных ситуациях при не-
невозможности использования обычных космодромов.
По итогам конкурса SSLV («Standard Small Launch
Vehicle» — «Стандартная РН легкого класса») наилучшей была
признана ракета «Таурус» (Taurus) корпорации OSC. Заклю-
Заключенный с компанией контракт стоимостью 11 млн-долл. пре-
предусматривал только оплату первого старта в 1991 г. и предва-
предварительный заказ на закупку еще пяти изделий. Затраты на
разработку ТКС (около 10 млн долл.) опять оплачивались под-
подрядчиком.
Четырехступенчатая ракета «Таурус» высотой 27,5 м пред-
представляет собой сборку РДТТ «Кастор-120» и трех ступеней ра-
ракеты «Пегас» (вкл. 48). Во избежание путаницы в нумерации
15-1179 Шумилин
434 ДИЬ» А, ШУМИЛИН
ступеней этих ТКС нижняя ступень ракеты «Таурус» получи-
получила обозначение нулевой.
Двигатель «Кастор-120» нулевой ступени создан фирмой
«Thiokol» на базе двигателя TU-903 с первой ступени МБР М-Х.
Подготовленная для новой РН ступень имеет массу — 53 т, дли-
длину — 7,72 м и диаметр — 2,36 м; ее средняя тяга в вакууме оп-
определяется — 173,8т, максимальная— 198,2т. Корпус РДТТ
выполнен методом намотки графитовой ткани с эпоксидной про-
пропиткой, нижнее днище и критическое сечение изготовлены еди-
единым узлом из трехмерного углерод-углеродного композита, по-
поворачиваемое сопло из армированного углерод-фенольного ма-
материала с абляционными свойствами. Двигатель снаряжается
топливом НТРВ массой 49 т, рассчитанным на горение в тече-
течение 83 с.
При запусках по военным программам ракета «Таурус» иног-
иногда комплектуется оригинальным РДТТ с боевой системы. Дви-
Двигатель TU-903 массой 49 т рассчитан на работу в течение 56 с
при средней тяге 225 т и максимальной 263,6 т. Высокие тяго-
тяговые показатели этого изделия существенно увеличивают стар-
стартовые перегрузки и требуют усиления конструкции верхних
ступеней и полезного груза РН. В связи с различцыми характе-
характеристиками РДТТ, применяемыми на нулевой ступени, общая
масса ракеты «Таурус» варьируется в пределах 68—73 т.
Верхние ступени ракеты «Таурус», заимствованные с раке-
ракеты «Пегас», остались практически без изменений (лишь на пер-
первой ступени отсутствует крыло и установлено качающееся со-
сопло для управления в полете). Незначительные доработки были
проведены с элементами систем управления и навигации.
Для ракеты «Таурус» спроектировано два головных обте-
обтекателя диаметрами 1,6 м и 2,3 м;.длина зоны полезного груза
у первого составляет 3,96 м, у второго, допускающего разме-
размещение двух аппаратов,— 5,74м. Изделия имеют слоистую
структуру — между внешней и внутренней поверхностями,
изготовленными из графито-эпоксидного материала, помеще-
помещена сотовая конструкция из алюминия. При подготовке к стар-
старту внутри обтекателей поддерживается температура в преде-
пределах 9—20 °С, влажность 20—65%.
Несмотря на необычные требования к наземному комплексу
ракеты «Таурус», многие его комплектующие элементы были
взяты из прежних проектов, таких как М-Х и «Пегас». В сос-
составе средств обеспечения запуска РН насчитывается 22 транс-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
435
Стартовый комплекс ракеты «Таурус»:
1 — фургон для транспортировки и предполетной подготовки голов-
головного обтекателя и электронного оборудования, 2 — контрольно-из-
контрольно-измерительный вагон, 3 — сборочно-монтажный трейлер, 4 — старто-
стартовое устройство, 5 — кабельные катушки, б — вагон со стартовой ап-
аппаратурой, 7 — вагон обеспечения запуска
портные единицы, среди которых наиболее крупными явля-
являются крытые трейлеры для перевозки ступеней, головного об-
обтекателя, вспомогательного оборудования и пускового устрой-
устройства, сборочно-монтажный трейлер, вагон обеспечения стар-
старта, контрольно-испытательный вагон, подъемные краны,
прицепы с кабельными катушками, разборная башня обслу-
обслуживания, электрогенераторы и прочее. (Все эти компоненты
также допускают транспортировку грузовыми самолетами.)
В соответствии с проектом предусмотрена следующая пос-
последовательность этапов подготовки ракеты «Таурус» при чис-
численности занятых в ней специалистов 25—30 человек.
В первый день после прибытия комплекса к месту старта
производится разгрузка оборудования, его размещение на стар-
стартовой площадке и подготовка к работе. В течение второго дня
на сухой бетонированной площадке закрепляется пусковое ус-
436
А. ШУМИЛИН
тройство, осуществляются прокладка кабелей, подключение и
проверка пультов управления. Следующий день начинается с
монтажа на нулевой ступени переходного отсека, а затем с
помощью двух кранов блок устанавливается на стартовый стол
и накрывается защитным материалом. В течение четвертого
дня на монтажном трейлере производится сборка верхних сту-
ступеней РН. Работы выполняются под крытым тентом вблизи
от стартового устройства для возможности прокладки времен-
временных коммуникаций между нулевой и верхними ступенями.
Пятый день отводится на комплексные испытания всех сис-
систем ракеты и наземного оборудования с проведением имита-
имитации предстартового отсчета.
Этапы полета ракеты «Таурус»
Полетное
время
Т=0
Т+81,5 с
первой с
Т+155с
Т+167с
Т+170с
Т+248 с
Т+635 с
Т+704 с
Т+764 с
Событие
Старт
Прекращение работы
нулевой ступени,
ее отделение и запуск
гупени
Прекращение работы
первой ступени
и ее отделение
Запуск второй ступени
Отделение головного
обтекателя
Прекращение работы
второй ступени
Отделение второй ступени
и запуск третьей ступени
Прекращение работы
третьей ступени,
выход на орбиту
Отделение полезного груза
Высота
полета,
км
0
37,8
110
124
128
211
448
450
450
Скорость
полета,
км/с
0
2,1
4, 57
4,54
4,58
6,62
6,33
7,72
7,72
Удаление
от места
старта,
км -
0
54
265
315
328
729
2984
3422
3809
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «JBB» 4 3 7
В таком состоянии ракетный комплекс может находиться
достаточно длительное время до прибытия полезного груза и
поступления приказа на запуск. После получения такового
предстартовая подготовка проводится в течение 72 ч.
v Заключительный этап работ начинается с пристыковки КА к
сборке верхних ступеней и проверки выполненных соединений.
После монтажа обтекателя и тестирования бортовых систем вся
сборка с помощью кранов устанавливается на нулевую ступень.
Затем у ракеты фиксируется башня обслуживания, работы на
которой прекращаются за семь часов до запуска. После отвода
башни начинается предстартовый отсчет.
Первый старт ракеты «Таурус» был осуществлен в марте
1994 г. со значительным отставанием от ранее оговоренного
срока. В ходе запуска, произведенного с территории базы Ван-
денберг, ракета в штатном режиме вывела в космос два воен-
военных спутника.
К началу эксплуатации ракеты «Таурус» программа
«Lightsat» была закрыта, и, возможно, поэтому второй полет
системы состоялся только в 1998 г. При этом помимо спутни-
спутника «Geosat», принадлежащего ВМС, на борту ракеты находи-
находились небольшие коммерческие грузы.
В связи с падением спроса на эту ТКС у военных организа-
организаций компании OSC удалось привлечь к ней внимание NASA и
других гражданских ведомств. При стоимости запуска 18—
20 млн долл. ракета «Таурус» позволяет выводить на орбиту
высотой 180 км и наклонением 28° грузы массой 1,4 т, то есть
по грузоподъемности занимает промежуточное положение между
ракетами «Пегас» и «Титан-2» (после прекращения полетов пос-
последней значимость описываемой системы должна возрасти).
Для повышения энергетических характеристик ракеты
«Таурус» компания OSC одновременно с базовым вариантом
проектировала еще две модели. В составе ракеты «Taypyc-XL»
было предложено использовать удлиненные первую и вторую
ступени с ракеты «Пегас-XL»; за счет чего возможности моде-
модели по выведению грузов с м. Канаверал возрастут до 1,55 т.
Ракета «Taypyc-XLS» грузоподъемностью 1,95 т должна осна-
оснащаться двумя стартовыми ускорителями «Кастор-4В».
В 1994 г. корпорация OSC для участия в конкурсе NASA
подготовила проект целого семейства ракет «Таурус-2». На пер-
первых двух ступенях базовой модели серии планировалось при-
применять двигатели «Кастор-120», на третьей — жидкостной раз-
разгонный блок с двум# маршевыми ЖРД. В качестве наиболее
А. ШУМИЛИН
подходящего варианта комплектации силовой установки верх-
верхней ступени рассматривался европейский двигатель «Aestus»,
проектировавшийся для ракеты «Ариан-5». Этот ЖРД, работа-
работающий на монометилгидразине и азотном тетроксиде, развивает
тягу 2,8 т. В такой конфигурации модель «Таурус-2» обеспечи-
обеспечивала бы доставку на низкую орбиту грузов массой 2,3 т.
В дальнейшем базовую модель планировалось оснащать не-
несколькими ускорителями «Кастор-4В». При восьми ТТУ (мак-
(максимально допустимом количестве) грузоподъемность ракеты со-
составила бы 5 т. Для запусков стационарных спутников массой
до 1,83 т, то есть соответствующих по классу ракете «Дельта-
2», на модели намечалось использовать дополнительный РДТТ
«Стар-48».
Однако за десять лет реализации программы компания
«Orbital Sciences» смогла подготовить к эксплуатации только
модель «Taypyc-XL», первый старт которой состоялся в мае
2004 г. При запуске с базы Ванденберг новая транспортная
система вывела на полярную орбиту высотой 735 км спутник
«Eocsat-2» массой 742 кг.
Осуществленный старт стал седьмым для ракет семейства.
Единственной неудачей в их истории оказался предыдущий
запуск, проводившийся в сентябре 2001 г., — тогда из-за от-
отказа системы поворота сопла первой ступени полезный груз
был доставлен на нерасчетно низкую орбиту и вскоре сгорел в
атмосфере. .
РАКЕТА «МИНОТАВР».
Проектные изыскания по повышению энергетических ха-
характеристик ракет «Таурус» окончились безрезультатно. Тем
не менее в 1997 г. корпорация OSC получила от ВВС контракт
на разработку новой ТКС.
Оценив потребности своих научно-исследовательских орга-
организаций, военное ведомство сочло целесообразным заказать про-
промышленности семейство РН, предназначенных для выведения
на низкие орбиты малых спутников в широком диапазоне масс.
В целях снижения затрат новые модели было решено создавать
на базе снятых с вооружения МБР «Минитмен-2». Ответствен-
Ответственность за реализацию программы, названной OSP (Orbital
Suborbital Program — «Программа орбитальных и суборбиталь-
суборбитальных полетов»), была возложена на Центр космических и ракет-
ракетных систем SMSC, производящий закупки РН в интересах всех
видов вооруженных сил.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «иИВ. 439
На основе изучения представленных цромышленными ком-
компаниями предложений по конверсии ударного комплекса наи-
наилучшим был признан проект компании OSC. Для основной
модели семейства, получившей название «Минотавр», была
утверждена следующая конфигурация: первые две ступени
МБР дополняются двумя РДТТ «Орион-38» с третьей ступени
ракеты «Пегас». Головной обтекатель и электронное оборудо-
оборудование также переносятся с последнего изделия. При старто-
стартовой массе 36,4 т такая РН доставит на низкую орбиту накло-
наклонением 28° грузы массой до 634 кг (вкл. 49).
На разработку ракеты «Минотавр» включая затраты, свя-
связанные с проведением первого старта, было выделено 20 млн
долл. Последующие 10 изделий ВВС планируют приобретать
по цене 12 млн долл. без учета стоимости используемых сту-
ступеней МБР. Кроме того, компания OSC должна будет провес-
провести модернизацию 13 боевых ракет для запусков по суборби-
суборбитальным траекториям. При выполнении всех предусмотрен-
предусмотренных соглашением работ их стоимость превысит 200 млн долл.
Разработанные компанией «Boeing» трехступенчатые
МБР «Минитмен» (LGM-30) находятся на вооружении на-
начиная с 1962 г. После снятия с боевого дежурства в 1969 г.
ракеты «Минитмен-1» (около 800 изделий) активно исполь-
использовались в различных целях: для запусков на суборбиталь-
суборбитальные траектории научного и экспериментального оборудова-
оборудования, мишеней для испытан й систем ПРО и даже для де-
демонстрации возможностей воздушного старта (в 1974 г. МБР
была сброшена с самолета С-5А и при спуске на парашютах
был произведен запуск маршевого РДТТ первой ступени,
после чего ракета совершила непродолжительный активный
полет). Развертывание ракет «Минитмен-2» началось в
1965 г., спустя пять лет на вооружение была принята мо-
модель «Минитмен-3», до сих пор являющаяся боевой систе-
системой, ее дальность действия превышает 13 тыс. км.
В соответствии с договором о сокращении стратегических
наступательных вооружений в 1991 г. ВВС приступили к де-
демонтажу МБР второй модели, в результате чего на воинских
складах оказалось 450 списанных ракет. Вскоре в рамках про-
программы «Multi Service Launch System» (MSLS) ВВС подписали
с компанией «Lockheed Martin» (тогда еще «Martin Marietta»)
контракт на подготовку нескольких десятков ракет «Минит-
мен-2» для космических и суборбитальных, полетов.
440
А. ШУМИЛИН
Использование этд*х ракет и их компонентов для запусков
КА стало возможным только после принятия в 1994 г. дирек-
директивы о политике в области средств выведения. Однако работы
по переоборудованию МБР в ракеты-носители были оговоре-
оговорены следующими условиями:
— соответствия международным договоренностям о конт-
контроле за вооружениями;
— новые ТКС должны быть дешевле имеющихся коммер-
коммерческих аналогов;
— использование ракет только
для решения задач заказывающей
организации;
— каждый запуск конверсиро-
конверсированной МБР с космическим аппа-
аппаратом санкционируется министром
обороны;
Заказ на выведение ракетой
«Минитмен» исследовательского
спутника «Jawsat» массой 64 кг
поступил от его разработчиков
(Академии ВВС и Веберовского
университета) уже в 1995 г. После
получения соответствующих разре-
разрешений компания «Lockheed
Martin» приступила к подготовке
нескольких МБР к космическим
стартам.
Общие затраты на создание
конверсионной РН «Минитмен»
тогда были оценены в 6—8 млн
долл. (стоимость ракеты «Пегас»
в ценах 1995 г. составляла 10—
12 млн долл.). В зависимости от ва-
вариантов комплектации третьей
ступени, включая использование
соответствующего блока с модели
« Минитмен-3 », грузоподъемность
новой ТКС могла меняться в пре-
пределах 225—360 кг (характеристи-
(характеристики ступеней МБР «Минитмен»
представлены в табл. 3.2).
МБР «Минитмен»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
441
со
I
Е-
Я
И
ф
I
i
2
Я
S
ев
00
со
со
со
см
05
U1
СО
см
й
1
СО
см
о
см
см
со
CNI
о
К
Е
О.
я
О)
и
0>
я
я
ф
1
СО
СО
О Л гЧ
g я о
6 >
2 л *-*
« 2 е?
Й6
гЧ rH
и гЧ
ЕЙ
S о
А. ШУМИЛИН
Однако через год ВВС приказали компании «Lockheed
Martin» прекратить работы по РН, оставив в силе заказ на
суборбитальные полеты. Проведя предварительные перегово-
переговоры с представителями других компаний, ВВС выявили новые
возможности по снижению стоимости кбсмических запусков
и повышению грузоподъемности ракет «Минитмен».
Поэтому разработка ракет-носителей на базе этой МБР была
выделена в отдельную программу OSP с новым конкурсом на
подряд. Поскольку компания «Lockheed Martin» от участия в
конкурсе отказалась, победа корпорации OSC была предрешена.
Непосредственно проектированием ракеты «Минотавр» за-
занялось отделение компании OSC — фирма «Space Data» (Чан-
длер, шт. Аризона), являющаяся также разработчиком РН
«Таурус» (ракета «Пегас» создавалась самой корпорацией до
ее превращения в многопрофильное объединение). Основанная
в 1963 г. фирма стала специализироваться на производстве и
запусках высотных ракет различных классов. Используя уже
имеющиеся ракетные блоки, в том числе и ступени МБР «Ми-
«Минитмен», фирма создала около 35 моделей, общее число за-
запусков которых превысило 600. В 1988 г. быстроразвивающа-
яся фирма со штатом сотрудников 375 человек была приобре-
приобретена корпорацией OSC.
Разработка ракеты «Минотавр» длилась достаточно дол-
долго — первый старт изделия состоялся в январе 2000 г. В ходе
полета, осуществленного с коммерческой стартовой площадки
на базе Ванденберг, система вывела в космос спутник «Jawsat»
и еще несколько попутных грузов общей массой около 160 кг.
Второй запуск модели был произведен спустя полгода. По ито-
итогам этих полетов реальные эксплуатационные затраты ракеты
«Минотавр» составили примерно 12,5 млн долл.
В мае того же 2000 г. компания OSC успешно осуществила
первый запуск высотной ракеты, созданной по программе OSP.
Данное изделие с обозначением OSP TLV (OSP Target Launch
Vehicle — «Ракета-мишень по программе OSP») использовалось
для отработки систем противоракетной обороны.
Участие корпорации OSC в разработке компонентов ПРО не
ограничивается поставкой мишеней. В начале 2002 г. компания
получила контракт стоимостью 425 млн ролл, на создание 16 ра-
ракет-перехватчиков боеголовок МБР (вкл. 50). Эти боевые систе-
системы будут проектироваться на базе ступеней ракет «Пегас» и
«Таурус». Основным .конкурентом компании по данному направ-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ 443
лению является корпорация «Lockheed Martin», по-прежнему
использующая в своих ракетах ступени с МБР «Минитмен».
Противостояние этих фирм до недавнего времени наблю-
наблюдалось и при проведении запусков КА легкого класса. Ракеты
«Минотавр» и «Афина-1» уже неоднократно соревновались в
ряде конкурсов. Однако если из-за низкого коммерческого спро-
спроса корпорация «Lockheed Martin» приостановила полеты сво-
своих моделей, то перспективы ракет «Минотавр» представляют-
представляются более оптимистичными: в начале 2003 г. ВВС передали ком-
компании OSC заказ на поставку еще трех ракет-носителей.
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «BEAL AEROSPACE»
Заказчиком большинства описанных выше ракет являлись
правительственные организации, и именно это обстоятельство
способствовало успешной их разработке и относительно ста-
стабильной эксплуатации. Лишь немногие из них были созданы
под коммерческие проекты, еще меньшее их число нашло спрос
на рынке пусковых услуг.
Оценки в доходности коммерческих спутниковых систем
различного назначения в прошедшие годы совершенно не оп-
оправдались. Аналитические и консультационные фирмы всегда
дают весьма обоснованные прогнозы, а потом столь же убеди-
убедительно объясняют, почему они не подтвердились. Но компа-
компаниям, сделавшим ставку на коммерческий бум середины
1990-х, от этого не легче. Резкое снижение спроса на запуски,
технические сложности, острая конкуренция со стороны круп-
крупных корпораций, тесно связанных с правительственными
структурами, — вот основные причины неудач многих ком-
компаний, приступивших во второй половине 1990-х к созданию
собственных средств выведения КА.
В качестве примера одного из таких начинаний можно при-
привести проект ракеты-носителя ВА-2, работы по которому велись
в 1998—2000 гг. Несмотря на неудачное завершение, эта про-
программа, отличавшаяся своеобразным конструкторским подхо-
подходом, была отмечена значительными техническими достижени-
достижениями, продемонстрировавшими возможности «малого бизнеса».
В отличие от многих собратьев по неудачному освоению
рынка запусков компания «Beal Aerospace Technologies» (Фрис-
ко, шт. Техас) сразу же была ориентирована на создание РН
А. ШУМИЛИН
среднего и тяжелого классов. Первой разработкой компании
должна была стать ракета ВА-1 с грузоподъемностью 2,6 т при
доставке спутников на переходную орбиту.
Однако в начале 1999 г. было принято решение сосредото-
сосредоточить все усилия на трехступенчатой ракете ВА-2, рассчитан-
рассчитанной на выведение на низкую орбиту грузов массой 17 т, а на
переходную орбиту массой 5,8 т. Более того, в ходе реализа-
реализации проекта предполагалось вести поисковые работы по тех-
технологиям, которые обеспечили бы спасение и повторное ис-
использование двух первых ступеней новой ТКС.
Столь амбициозные задачи для компаний были определе-
определены ее основателем и президентом — техасским миллионером
и банкиром Эндрю Билом, финансировавшего все разработки
из собственных средств.
В соответствии с утвержденным проектом ракета ВА-2 с по-
поперечным делением ступеней имела следующие характерис-
характеристики:
— стартовая масса — 1170 т;
— высота — 70 м;
— диаметр — 6,2 м;
— высота первой ступени — 29,7 м;
— высота второй ступени — 21,6 м;
— высота третьей ступени — 8,4 м;
— высота головного обтекателя — 13,1 м;
— диаметр головного обтекателя — 6,2 м.
При реализации проекта ВА-2 компания «Beal» стремилась
обеспечить максимальную'надежность и простоту ракеты. Раз-
Разработка новой транспортной системы велась под девизом «Не-
«Невысокая эффективность, но низкая стоимость».
Для обеспечения максимальной преемственности все сту-
ступени ракеты комплектовались однотипными силовыми уста-
установками с вытеснительной системой подачи компонентов: пе-
перекиси водорода и керосина Jet-A. Большая часть элементов
конструкции ступеней, включая топливные баки и маршевые
ЖРД, изготавливались из композитных материалов.
Для третьей ступени ракеты был разработан двигатель
ВА-44 тягой 20 т. В отличие от ЖРД нижних ступеней этот
двигатель, смонтированный в карданном подвесе, рассчиты-
рассчитывался на многократные включения в полете. К весне 2000 г.
было проведено около 40 его стендовых запусков, причем в
трех из них использовался штатный образец изделия.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ» 445
Созданный для второй ступени двигатель ВА-810 тягой
367 т стал самым мощным американским ЖРД со времен со-
создания двигателя F-1 тягой 815 т, который применялся в со-
составе ракеты «Сатурн-5». Длина нового ЖРД составила 7, 8 м,
а диаметр среза сопла — 6 м — это самый большой в мире
ЖРД, изготовленный из композитов.
Первые стендовые запуски двигателя ВА-810, мощность
которого оценивается в 6,7 млн л.с, а ежесекундный расход
топлива достигает 1,28 т, были проведены весной 2000 г. Об-
Общая наработка изделия при первых трех испытаниях состави-
составила 50 с.
В 2001 г. компания «Beal» планировала приступить к стен-
стендовым запускам маршевого двигателя ВА-4100 тягой 1857 т,
предназначенного для первой ступени РН. Однако серьезные
технические проблемы, возникшие при создании этого не име-
имеющего аналогов в мире ЖРД, вынудили несколько снизить
темп работ по проекту.
Летом 2000 г. стало известно о переносе первого старта ра-
ракеты ВА-2 с 2002 г. на 2005 г. Затем фирма «Beal» сократила
численность своих сотрудников со 150 до 70 человек и, нако-
наконец, в октябре 2000 г. полностью прекратила работы по про-
программе, расходы на которую превысили 100 млн долл.
В качестве основной причины отказа от завершения про-
проекта ВА-2 президент компании «Beal» назвал финансовую под-
поддержку, оказываемую Министерством обороны и NASA круп-
крупным корпорациям, и без того доминирующим на американ-
американском рынке. В качестве примеров были приведены разработка
ракет-носителей двойного назначения по проекту EELV, а так-
также программа SLI, освоенные технологии которой NASA пред-
предполагало отдать своим подрядчикам для коммерческого исполь-
использования. Как считает Э. Бил, в таких условиях малым фир-
фирмам невозможно конкурировать с правительственными
подрядчиками, большинство из которых являются мощными
промышленными объединениями с влиятельным лобби в пра-
правительстве и Конгрессе.
В свою очередь, представители NASA сочли подобные до-
доводы малоубедительными, так как практические результаты
программы SLI могли бы проявиться не ранее 2010 г., и по-
поэтому фирма Beal имела достаточно времени для завершения
разработки своей ракеты и освоения рынка.
А. ШУМИЛИН
РАКЕТЫ КОМПАНИИ «SPACEX».
Основные ошибки Э. Била — независимость от правитель-
правительственных структур и максимализм (если строить, то сразу тя-
тяжелые ракеты) — были в полной мере учтены другим милли-
миллионером-энтузиастом — Элоном Маском, основавшим летом
2002 г. компанию «Space Exploration Technologies» («SpaceX»).
Первой задачей фирмы, базирующейся в Эль-Сегундо (шт. Ка-
Калифорния), стала разработка ракеты-носителя «Falcon-1» («Со-
(«Сокол»), рассчитанной на выведение на низкую орбиту спутни-
спутников массой до 453 кг с затратами 6 млн долл.
Технические характеристики новой ТКС, которая должна
стать базовой моделью целого семейства, были, без сомнения,
предопределены потребностями военных организаций. И это
позволило молодой фирме сразу же получить два контракта:
один на проектные исследования по ракетам оперативного за-
запуска ORS, а другой на запуск в 2005 г. легкого спутника
TacSat-1, изготовленного Исследовательской лабораторией ВМС
NRL (Naval Research Laboratory).
Низкие затраты на проектирование и эксплуатацию, а так-
также непродолжительный период создания ракеты «Falcon-
1» предполагается обеспечить за счет простоты конструкции
изделия и самостоятельной разработки большинства систем и
агрегатов. Лишь отдельные компоненты будут заказываться
сторонним организациям.
По мнению президента компании, закупка необходимого
оборудования у крупных аэрокосмических фирм обходится
дороже, чем наем небольшого количества высокопрофессио-
высокопрофессиональных специалистов. Поэтому в штате компании, не превы-
превышающим пятидесяти человек, числятся бывшие высокопостав-
высокопоставленные чиновники Министерства обороны и NASA, главный
инженер корпорации «Orbital Sciences», руководитель отдела
разработки двигателей компании TRW, начальник производ-
производства ракет «Дельта» корпорации «Boeing» и т.п.
Двухступенчатая ракета «Falcon-1», имеющая высоту 21м
и стартовую массу 27,2 т, комплектуется кислородно-керосино-
кислородно-керосиновыми блоками. Первая ступень, оснащенная парашютной сис-
системой, рассчитана на многократное применение. Другой ее осо-
особенностью являются тонкостенные топливные баки из алюми-
алюминиевого сплава. Однако в отличие от ранних ракет-«Атлас» они
не требуют постоянного наддува для поддержания формы. Ус-
Устойчивость стенок обеспечивает центральный силовой шпанго-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
447
Ракета-носитель Falcon-1
ут с совмещенными днищами
(его конструкция и технология
изготовления запатентованы
компанией «SpaceX»).
Для первой ступени ком-
компания спроектировала ЖРД
«Merlin», развивающим в те-
течение 170 с тягу 38,5 т (в ва-
вакууме). Камера сгорания изде-
изделия оснащена относительно
простым для производства осе-
осевым распылителем компонен-
компонентов топлива, примененным в
1960-е годы фирмой TRW в
двигателе LMDE.
На ступени используется
турбонасосная система подачи
топлива с рабочим давлением
53,5 кг/см2. Одновальный
ТНА массой 68 кг, часть мощности которого будет отбираться
для качания маршевого ЖРД, был изготовлен фирмой «Barber-
Nichols».
В целях экономии средств и уменьшения массы двигатель
«Merlin» изготавливается из композиционных материалов на
основе углеродных волокон с силиконо-фенольным абляцион-
абляционным покрытием; в критическом сечении камеры установлены
огнеуцорные вставки из материала «Astroquartz».
Снижение массы второй ступени планируется обеспечить
за счет применения алюминий-литиевых топливных баков.
Однако из-за возникших сложностей со сваркой таких емкос-
емкостей, которыми занимается фирма «Spincraft», на первых ра-
ракетах будут использоваться обычные алюминиевые.
Вторая ступень комплектуется двигателем «Kestrel» тягой
3,4 т. Этот ЖРД рассчитан на многократные включения об-
общей продолжительностью 400 с. Для упрощения конструкции
блока на нем использована вытеснительная система подачи
топлива с давлением 10,5 кг/см2.
Выбранная стратегия реализации проекта «Falcon-1», весь-
весьма необычная для аэрокосмической промышленности, пока
вполне оправдывается. Уже в марте 2003 г., то есть через де-
девять месяцев после начала работ, на технической базе в Теха-
А. ШУМИЛИН
се, выкупленной, кстати, у фирмы «Beal Aerospace», компа-
компания «SpaceX» успешно провела первое стендовое испытания
двигателя «Merlin». В ходе запуска ЖРД проработал 18 с прак-
практически на номинальном уровне тяги (93%). Спустя пять ме-
месяцев началась отработка двигателя «Kestrel». Первый сбой в
напряженном графике работ произошел в октябре 2003 г., когда
при стендовом запуске одного из ЖРД возник пожар и изде-
изделие было полностью уничтожено. Тем не менее испытания во-
возобновились уже через неделю.
Осенью 2004 г. после завершения стендовой отработки мар-
маршевых двигателей компания «SpaceX» собиралась приступить
к комплексным испытаниям квалификационной модели пер-
первой ступени ракеты. В ходе их проведения предусматривалось
выполнения всех предпусковых операций с включением ЖРД.
Затем эту ступень планируют переоборудовать в летный об-
образец для использования в составе второй ракеты «Falcon-1»,
старт которой может состояться в 2005 г. Для сборки ракет ком-
компания «SpaceX» арендовала вблизи аэропорта Лос-Анджелеса
два корпуса общей площадью около 4000 м2.
Запуск первой ракеты «Falcon-1» будет производиться со
стартовой площадки SLC-3W базы Ванденберг, ранее исполь-
использовавшейся для полетов ракет «Атлас». Необходимую модер-
модернизацию комплекса, потребовавшую несколько миллионов дол-
долларов, компания «SpaceX» провела за свой счет.
Благодаря высокой мобильности новой ТКС ее старты так-
также предполагается выполнять с мыса Канаверал и с одного из
Маршалловых островов, расположенного вблизи экватора.
Некоторые сложности возникли у компании «SpaceX» с
оформлением необходимых лицензий на запуски ракет Falcon.
Для получения соответствующих санкций от служб безопас-
безопасности полигонов потребовалось собрать свыше 60 документов,
а также на собственные средства (около 10 тыс. долл.) провес-
провести экологическую экспертизу с целью оценки возможного
ущерба, который может быть причинен флоре и фауне бли-
ближайших к стартовым площадкам районов.
Разработка ракеты «Falcon-1» ведется в основном на лич-
личные средства основателя компании «SpaceX». Элон Маек
A971 г.р.), занимающий 23-ю позицию среди самых богатых
людей Америки в возрасте до 40 лет, добился значительных
успехов как программист и Web-дизайнер. Свою первую фир-
фирму, которая занималась поддержкой сайтов таких корпора-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
ций, как «New York Times Co.» и «Knight Ridder», он продал
в 1999 г. компании «Compaq Computer» за 300 млн долл.; со-
созданная им электронная платежная система «PayPal» «ушла»
на интернетовском аукционе в 2002 г. за 1,5 млрд долл*
и Как заявляет Э. Маек, к реализации какого-либо предпри-
предприятия он приступает при наличии трех условий: оно должно
быть коммерчески привлекательным, полезным для общества
и интересным для него самого. Программа «Falcon-1» не дол-
должна стать самым дорогостоящим для ее инициатора проектом
(в систему «PayPal» было вложено 240 млн долл., прежде чем
она стала приносить прибыль).
На создание новой ракеты-носителя Э. Маек готов израс-
израсходовать 100 млн долл. При этом в указанную сумму включе-
включены возможные убытки от двух неудачных стартов, третья ава-
авария, по его словам, вынудит прекратить работы. В противном
же случае, то есть при благоприятном исходе первых полетов,
объем сторонних инвестиций на дальнейшее развитие програм-
программы может составить 50—100 млн долл.
Данное предположение аналитиками обосновывается сле-
следующими доводами.
Во-первых, успешное начало эксплуатации ракеты
«Falcon-1» сразу же лишит корпорацию «Orbital Sciences»
монополии на рынке выведения малых спутников. При со-
современных ценах на запуск в 20—25 млн долл. ракета «Пе-
«Пегас» не сможет конкурировать с новой ТКС, и ее единствен-
единственным заказчиком на ближайшие годы останется NASA, кото-
которое не использует для выведения своих аппаратов РН с
неопределенными показателями надежности.
И, во-вторых, профессиональные амбиции и стремление
Э. Маска доказать, что ракетная техника может быть относи-
относительно дешевой, не ограничиваются средствами выведения ма-
малых спутников. В настоящее время компания «SpaceX» зани-
занимается еще проектами двух более мощных моделей семейства.
Первоначально для повышения грузоподъемности ракеты
«Falcon-1» до 1,35 т на низкой орбите предлагалось использо-
использовать жидкостные стартовые ускорители. Однако из-за слож-
сложности и высокого риска при отделении блоков от этого вари-
варианта отказались.
Поэтому было решено разработать к 2006 г. более мощную
первую ступень с пятью двигателями «Merlin». Причем для
этого блока предусматривается схема, апробированная на ра-
450
А. ШУМИЛИН
кетах «Сатурн-5»: в зависимости от этапа полета ракета ре-
решает свою задачу даже при трех отказавших ЖРД. Вторая
ступень, также увеличенная в габаритах, комплектуется дву-
двумя двигателями «Kestrel». В такой конфигурации ракета вы-
высотой 29 м будет иметь стартовую массу около 130 т.
Энергетические характеристики этой ТКС, названной
«Falcon-5-LEO» (Low Earth Orbit— «Для низкой околоземной
орбиты»), позволят доставлять на указанную орбиту грузы
массой 4,53 т. За счет освоенных в рамках проекта «Falcon-1»
технологий ее себестоимость не превысит 12 млн долл., реаль-
реальная же цена за запуск (с учетом оплаты услуг полигонных
служб) составит 14 млн долл. В результате удельные затраты
на выведение грузов по сравнению с первой моделью сокра-
сократятся с 13 до 3,1 тыс. долл./кг.
Ракета Falcon-5-LEO
На 2006—2007 гг. запланирован старт ракеты «Falcon-5-GTO»
(Geosynchronous Transfer Orbit — «Для переходной орбиты»)»
которая будет выводить на соответствующую орбиту спутники
массой 4,53 т. И, как следствие, данная модель сможет конку-
конкурировать с такими ракетами, как «Атлас-3» и «Дельта-4М».
Увеличение грузоподъемности модели «Falcon-5-GTO» по
сравнению с предыдущей модификацией будет достигнуто за
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «JBE 4 51
счет повышения тяги маршевых ЖРД первой ступени (до 45 т
на уровне моря), а также использования в качестве второй сту-
ступени разгонного блока с кислородно-водородным двигателем
RL-10 фирмы «Pratt and Whitney». Закупка уникальной кри-
криогенной ступени увеличит стоимость ракеты до 20 млн долл.
Но и в этом случае компания «SpaceX* станет активным учас-
участником престижного рынка запусков стационарных спутни-
спутников связи. .
По мнению представителей компании, для освоения дан-
данного сегмента рынка сложилась весьма благоприятная обста-
обстановка. Помимо чисто экономических соображений (стоимость
конкурирующих ракет в 3—3,5 раза выше) необходимо учи-
учитывать то обстоятельство, что корпорация «Boeing» отказалась
от коммерческой эксплуатации ракет «Дельта-4», а правитель-
правительственные санкции за незаконное использование служебной
информации компании «Lockheed Martin» существенно ужа-
ужали ее «портфель» заказов по федеральным программам.
Заявленные расценки на ракеты Falcon уже привлекли
многих клиентов, в основном из военного ведомства, заинте-
заинтересованного в наличии дешевых и оперативных средств выве-
выведения КА. Компания «SpaceX» располагает предварительны-
предварительными заявками на проведение в 2005—2007 гг. запусков пяти
ракет «Falcon-1» и трех «Falcon-5». Продемонстрировав в пер-
первых полетах высокую надежность своих РН, компания рас-
рассчитывает привлечь к ним внимание NASA, с которым уже
были проведены официальные переговоры.
При успешном решении первоочередных задач компания
«SpaceX» планирует через несколько лет ежегодно осуществ-
осуществлять до десяти стартов ракет «Falcon» обеих моделей.
ГЛАВА 7
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ
Середина 1990-х годов также была отмечена появлением
множества проектов МТКС, подготовленных небольшими час-
частновладельческими фирмами. Несмотря на высокую стоимость,
технический риск, серьезные финансовые и юридические про-
проблемы, связанные с разработкой и эксплуатацией подобных
А. ШУМИЛИН
аппаратов, эти компании вели активные работы по созданию
многоразовых транспортных систем легкого класса.
В первую очередь такие МТКС были ориентированы на раз-
развертывание и восполнение низкоорбитальных систем спутни-
спутниковой связи. Однако произошедшие в 1999—2000 гг. банкрот-
банкротства многих компаний, занимавшихся эксплуатацией подобных
систем, поставили под сомнение перспективный рост потребно-
потребностей в запусках малых спутников. В результате многие инвес-
инвестиционные организации и банки резко сократили объемы ка-
капиталовложений в программы создания коммерческих МТКС.
В настоящее время практически все изыскания в данном
направлении, финансировавшиеся из частных фондов, приос-
приостановлены, а некоторые компании даже прекратили свое су-
существование. Тем не менее при получении правительственных
субсидий или благоприятном изменении ситуации на рынке
запусков работы по некоторым из таких проектов могут быть
возобновлены и доведены, по крайней мере, до летных испы-
испытаний опытных моделей новых транспортных систем.
ПРОЕКТ КОМПАНИИ «KISTLER AEROSPACE»
Корпорация «Kistler Aerospace» (Лос-Анджелес, шт. Ка-
Калифорния) разрабатывает двухступенчатую с поперечным де-
делением ступеней МТКС К-1, рассчитанную на выведение на
низкую околоземную орбиту грузов массой 4,5 т, на орбиту
высотой 800 км массой 2,6 т. По своей грузоподъемности но-
новая транспортная^система сопоставима с ракетой «Дельта-2»,
однако по экономическим показателям она должна стать на-
намного эффективнее — стоимость запуска МТКС оценивается в
12—18 млн долл., тогда как для РН она составляет около
50 млн долл.
Предполагается, что основные характеристики полностью
многоразовой системы К-1 будут такими:
— стартовая масса — 378 т;
— высота — 36 м;
— диаметр первой ступени — 6,6 м;
— диаметр второй ступени — 4,2 м;
— длина отсека полезного груза — 4,8"м.
Полет МТКС К-1 планируется проводить по следующей схе-
схеме. Старт изделия обеспечат три кислородно-керосиновых дви-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ» 4 5 3
гателя НК-33 с общей тягой около 460 т (вкл. 51). Активный
участок первой ступени LAP (Launch Assist Platform) продлится
120—130 с. Разделение ступеней должно состояться на высоте
37 км и удалении 40 км от места старта. После разворота пер-
первой ступени будет произведено повторное включение одного
из ее маршевых ЖРД продолжительностью 24—44 с для пере-
перехода на траекторию возвращения в район старта. Мягкую по-
посадку ступени в горизонтальном положении обеспечат шесть
парашютов диаметром 46 м и надувные баллоны, которые бу-
будут развернуты непосредственно перед касанием поверхности
Земли. Общая продолжительность полета первой ступени со-
составит 6—10 мин.
Маршевый двигатель НК-43 тягой 180 т за 230 с работы
должен обеспечить выведение второй ступени OV (Orbital
Vehicle) на промежуточную орбиту. Затем с помощью двух
ЖРД системы орбитального маневрирования ступень должна
быть переведена на расчетную орбиту. Тяга каждого из этих
двигателей, работающих на жидком кислороде и спирте, со-
составляет 272 кг.
Спустя 2 ч после старта предполагается начать разверты-
развертывание полезного груза. Размещенный в носке второй ступени
люк грузового отсека на шарнире отводится в сторону, и вер-
верхняя часть носового конуса ступени телескопически опускает-
опускается на нижнюю, полностью открывая выведенный аппарат. Та-
Такое конструктивное решение позволит отделять объекты как
в осевом, так и в поперечном направлениях. Укороченная кон-
конфигурация второй ступени будет сохранена и при спуске.
Посадка второй ступени должна выполняться по той же
схеме, что и для первой. На высоте около 37 км предполагает-
предполагается развернуть тормозные парашюты, на высоте 1,5 км— три
основных купола, а вблизи поверхности Земли будут надуты
посадочные баллоны. Ожидается, что приземление обеих сту-
ступеней удастся обеспечить на удалении от места старта, не пре-
превышающем 5 км.
Сборку и предполетную подготовку МТКС К-1 предполага-
предполагается проводить в горизонтальном положении на специальном
транспортере длиной 24 м и оснащенном подъемным механиз-
механизмом (аналогичный по конструкции установщик применяется
в составе стартового комплекса ракет «Зенит»). Пусковая бе-
бетонная площадка должна иметь размеры 9 х 12 м; заглубле-
заглубление газоотводного канала составит 9 м. Большая часть пред-
454 ЯВЬ» А, ШУМИЛИН
пусковых операций, в том числе и заправка системы, будут
проводиться в автоматическом режиме, так что время подго-
подготовки системы к полету составит около 3 ч. Общая же продол-
жительность работ по наземному обслуживанию МТКС: от по-
посадки до нового старта — не превысит 14 дней.
Согласно техническому заданию, МТКС К-1 должна отли-
отличаться высокой степенью автоматизации выполнения не толь-
только предпусковых операций, но и всего полета в целом. Даже
при возникновении аварийной ситуации в автоматическом ре-
режиме будет производиться слив топлива и расчет траектории
возвращения в район старта, минуя населенные пункты.
В качестве основного места проведения запусков системы
К-1 выбран австралийский полигон Вумера, После получения
в марте 1998 г. от правительства Австралии лицензии на про-
проведение полетов компания «Kistler» приступила к строитель-
строительству стартового комплекса. Кроме близости к экватору и низ-
низкой плотности населения полигон Вумера обладает другими
преимуществами. В частности, в целях стимулирования дея-
деятельности своих аэрокосмических фирм австралийское прави-
правительство приняло решение предоставить им некоторые нало-
налоговые льготы. Кроме того, близость стран Юго-Восточной Азии,
где активно разрабатываются проекты систем спутниковой свя-
связи, позволяет надеяться на их интерес к новой МТКС.
Подобные расчеты оказались вполне обоснованными. В на-
начале 1999 г. несколько тайваньских банков выразили готов-
готовность предоставить компании «Kistler» значительный кредит.
В свою очередь американская компания обязалась заключить
с некоторыми тайваньскими фирмами контракты на производ-
производство отдельных элементов новой МТКС с передачей им соот-
соответствующих технологий.
Первоначально же запуски системы К-1 намечалось осуще-
осуществлять с территории испытательного полигона NTS (Nevada
Test Site) в шт. Невада — соответствующая заявка была* пред-
представлена Управлению FAA еще в 1996 г. Однако руководство
этого ведомства, курирующего коммерческие запуски ракет,
из-за отсутствия прецедента приняло решение отложить р&с*
смотрение данного вопроса до запуска МТКС с полигона Ву-
мера.
Стоимость программы К-1 оценивается примерно в 1 млрА
долл., из которых к середине 2004 г. было освоено около
500 млн долл. Израсходованные средства пошли на изготовле-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
йие основных элементов конструкции транспортной системы,
в первую очередь топливных баков, испытания маршевых ЖРД
обеих ступеней, отработку программных средств и т.д.
Одним из основных соисполнителей работ по проекту К-1
является фирма «Aerojet». Bee ведении находится сборка
МТКС, обеспечение запуска, разработка наземного комплекса
и поставка всех ракетных двигатедей. В 1993 г. фирма подпи-
подписала с российским НПО «Труд» соглашение о передаче прав
на продажу в США 70 двигателей НК-33 и 18 двигателей НК-
43 (последние,- представляющие собой модифицированный ва-
вариант первых, предназначены для использования на верхних
ступенях). Большую часть этих ЖРД, стоимость каждого из
которых оценивается в 4 млн долл., предполагалось передать
компании «Kistler».
Среди других субподрядчиков по проекту называются сле-
следующие организации:
— фирма «Northrop Grumman» (общее проектирование си-
системы, производство основных элементов конструкции);
— фирмы «Honeywell» и «Draper Labs» разрабатывают си-
систему управления МТКС. Вычислительный комплекс системы,
имеющий трехкратное резервирование, проектируется на базе
БЦВМ гиперзвукового аппарата Х-33, а его математическое
обеспечение повторяет архитектуру программных средств
МТКС «Спейс Шаттл»;
— фирма «Lockheed Martin Manned Space Systems» (баки
жидкого кислорода);
— фирма «Oceaneering»^ (теплозащитные покрытия);
— фирма «Irvin Industries» (парашютная система, надув-
надувные баллоны). К началу 2000 г. фирма завершила разработку
и испытания парашютов для обеих ступеней системы.
Часть недостающих для реализации проекта средств руко-
руководство компании «Kistler» рассчитывало получить от прода-
продажи акций и облигаций. Также велись переговоры о получе-
получении займов с некоторыми потенциальными инвесторами.
Однако неопределенности в национальной космической
Политике и спад деловой активности в области космоса не при-
придают уверенности в успешное завершение проекта. Даже за-
заключенный с NASA контракт по программе SLI не позволил
Довести изделие до летных испытаний — после реорганизации
Программы работы практически остановились, а компания
°казалась на грани банкротства.
А. ШУМИЛИН
Интерес к проекту К-1 вновь проявился у NASA после ги-
гибели «Колумбии». Если текущее снабжение Международной
космической станции на минимальном уровне можно поддер.
живать российскими кораблями, то возвращение грузов на
Землю теперь стало практически невозможным.
Поскольку по уровню своей проработки система К-1 явля-
является наиболее продвинутым проектом, а большинство ее основ-
основных компонентов уже изготовлено и сертифицировано, то в на-
начале 2004 г. NASA решило возобновить сотрудничество с фир-
фирмой «Kistler», начатое в рамках программы SLI. В качестве
первого шага агентство предоставило фирме 54,2 млн долл. на
завершение сборки МТКС и проведение испытательного полета
в середине 2005 г. В случае успешного запуска подрядчик по-
получил бы дополнительный контракт стоимостью 173,2 млн долл.
на выполнение до 2007 г. еще четырех стартов с усложненной
программой полета (проведением различных маневров на орби-
орбите, сближения и стыковки с другим аппаратом и т.п.).
Однако вскоре NASA было вынуждено аннулировать это
соглашение по рекомендации Главного контрольно-финансо-
контрольно-финансового управления GAO, проводившего по протесту компании
«SpaceX» проверку правомерности заключения контракта без
проведения открытогр конкурса и, таким образом, ущемив-
ущемившего права других участников рынка пусковых услуг.
Но, в полном соответствии с английской пословицей: «Лю-
«Любая туча имеет светлый край», нереализованный контракт дал
некоторый положительный эффект, который может изменить
отношение инвесторов к создаваемой МТКС. В официальной
ответе NASA, представленном в Управление GAO, подтверж-
подтверждается соответствие проводимых фирмой «Kistler» работ всем
установленным нормам и стандартам, а также дается заклю-
заключение о возможной реализации проекта К-1 в 2006 г.
ПРОЕКТ КОМПАНИИ «KELLY SPACE AND TECHNOLOGY»
Компания «Kelly Space and Technology» (Сан-Бернандино,
шт. Калифорния) ведет разработку транспортных космических
систем семейства «Eclipse». Отличительной особенностью этих
ТКС является воздушный старт; доставку аппаратов на высо-
высоту 10—15 км предполагается осуществлять путем тросовой
сировки самолетом «Боинг-747».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Согласно первоначальным планам, основной моделью се-
семейства должна была стать частично многоразовая транспорт-
транспортная система «Eclipse Astroliner», рассчитанная на выведение
на полярную орбиту высотой 465 км грузов массой 1,6 т.
Ключевым элементом этой ТКС представлялась многоразо-
многоразовая крылатая ступень с внутренним отсеком полезного груза,
где размещался выводимый КАс одноразовыми разгонными
блоками. Длина ступени оценивалась в 37,5 м, диаметр фюзе-
фюзеляжа — 6 м, размах дельтавидного крыла 24 м.
Однако позднее после прекращения активных работ по
низкоорбитальным спутниковым системам компания «Kelly»
несколько изменила концепцию разрабатываемой МТКС. Те-
Теперь в пересмотренном проекте наибольшее внимание стало
уделяться обеспечению возможностей выведения малоразмер-
малоразмерного ВКС типа Х-37 (вкл. 53).
Запуск МТКС предполагается осуществлять на высоте
14 км, куда ее на тросе доставит грузовой самолет. После от-
отцепки и разгона первая ступень должна выйти на суборби-
суборбитальную траекторию полета. Крылатая вторая ступень, осна-
оснащенная собственной двигательной установкой и сбрасывае-
сбрасываемыми топливными баками, или, как предусматривалось
исходным проектом, сборка полезного груза с твердотоплив-
твердотопливными разгонными блоками, будет отделена на высоте при-
примерно 120 км. Первая же ступень после планирующего спус-
спуска в атмосфере должна совершить обычную авиационную по-
посадку на аэродром.
Силовую установку самолета-разгонщика намечается ком-
комплектовать кислородно-керосиновым двигателем НК-33. В ка-
качестве альтернативных вариантов называются другие россий-
российские ЖРД НК-31 и РД-180, а также «Aerospike» и RS-56SA
американской фирмы «Rocketdyne». На верхних ступенях пла-
планировалось использовать РДТТ «Стар-48В» и «Orap-63F» фир-
фирмы «Thiokol».
Общие затраты на создание системы «Eclipse Astroliner» в
исходном варианте оценивались в 130 млн долл., а стоимость
запуска— 10 млн долл.
Проект «Eclipse Astroliner» рассматривался NASA среди
возможных вариантов комплектации перспективной номенк-
номенклатуры средств выведения КА. В 1999 г. компания «Kelly» по
контракту стоимостью 2,1 млн долл. участвовала в подготов-
подготовке предложений по реализации «Общего плана работ по ТКС».
458 ДК» А. ШУМИЛИН
Необходимые для создания транспортной системы «Eclipse
Astroliner» технологии компания Kelly предполагает отрабо-
отработать в рамках двух менее сложных проектов «Eclipse Sprint»
и «Eclipse Express».
Первым из них предусматривается модернизация сверхзву-
сверхзвукового истребителя F-106 для запуска целевого оборудования
на суборбитальные траектории. Его подъем на высоту старта
будет осуществляться буксировкой грузовым самолетом С-141 А.
В целях повышения энергетических характеристик самоле-
самолета F-106 предлагается оснастить его ракетным двигателем. В ре-
результате появится возможность осуществлять запуски малых
спутников массой 100 кг. Стоимость этого проекта, получивше-
получившего название «Eclipse Express», оценивается в 17 млн. долл.
В 1997—1998 гг. компания «Kelly» выполнила шесть лет-
летных испытаний по отработке операций тросовой буксировки са-
самолета QF-106A транспортным самолетом. Эти демонстрацион-
демонстрационные полеты, в финансировании которых приняли участие NASA
и ВВС, проводились на территории Центра Драйдена.
ПРОЕКТ КОМПАНИИ «ROTARY ROCKET»
Проект основанной в 1996 г. компании «Rotary Rocket»
(Редвуд-Шорес, шт. Калифорния) предполагал создание пило-
пилотируемой одноступенчатой МТКС «Roton» со стартовой мас-
массой около 181 т. Данная транспортная система высотой 20 м и
диаметром в основании 6,7 м рассчитывалась на выведение на
орбиту высотой 288 км и наклонением 50° спутников массой
до 3,2 т. Габариты отсека полезного груза допускали разме-
размещение объектов высотой 5 м и диаметром 3,66 м.
Транспортная система «Roton» со стоимостью запуска 7 млн
долл. предназначалась для развертывания спутниковых систем
связи, проведения научных и технологических экспериментов,
обслуживания или ремонта вышедших из строя КА, возвраще-
возвращения их на Землю и т.п. Выполнение подобных работ с участием
человека существенно повышает шансы на успешное решение
задач по сравнению с использованием автоматических средств.
Высокие энергетические характеристики МТКС «Roton»
планировалось обеспечить за счет использования нового кис-
кислородно-керосинового двигателя «RocketJet» тягой 226,5 т,
работающего по схеме «Aerospike» без обычных сопел. ДрУ"
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
гой особенностью этого ЖРД является кольцевое расположе-
расположение камер сгорания по периметру основания аппарата на спе-
специальном вращающемся ободе. Подобная конструкция позво-
позволяет отказаться от использования в силовой установке тради-
традиционных турбонасосных агрегатов — в данном случае подача
компонентов топлива к камерам сгорания обеспечивается за
счет центробежных сил создаваемых при вращении двигателя
со скоростью 720 об/мин.
Для управления полетом на этапе спуска в атмосфере ап-
аппарат «Roton» оснащался четырьмя вертолетными лопастями,
которые при старте складывались вдоль корпуса изделия. Раз-
Развертывание лопастей предполагалось выполнять при подготовке
к спуску после завершения орбитальных операций.
При входе аппарата «кормой вперед» в плотные слои ат-
атмосферы лопасти сложатся по потоку и обеспечат некоторую
стабилизацию изделия. Расчеты показали, что динамическое
давление на лопасти составит 0,039 кг/см2, а температура не
превысит 1370 °С. На высоте около 8,4 км при дозвуковой ско-
скорости полета лопасти будут переведены и зафиксированы в го-
горизонтальном положении, после чего аппарат начнет сниже-
снижение в режиме авторотации с качеством планирования «1» и
возможностью бокового маневра в 8 км. Для управления в плос-
плоскости рыскания на изделии предусматривались три микродви-
микродвигателя тягой 32 кг.
Мягкая вертикальная посадка вертолетного типа будет осу-
осуществляться за счет раскрутки винта реактивными двигателями
тягой в 158 кг, расположенными на законцовках лопастей. При-
Приземление должно проводиться в автоматическом режиме, одна-
однако при возникновении нештатной ситуации экипаж может взять
управление на себя. Для выполнения посадки аппарата требует-
требуется ровная площадка радиусом не более 30 м (вкл. 52).
В 1999 г. на полигоне Мохаве (шт. Калифорния) компания
«Rotary Rocket» провела серию демонстрационных полетов
опытной модели ATV (Atmospheric Test Vehicle), предназна-
предназначенной для отработки операций вертолетной посадки будущей
МТКС. Испытывавшаяся модель стоимостью 2,8 млн долл. и
массой б т по своим габаритам представляла собой полномас-
полномасштабный образец штатного аппарата «Roton». Несущий винт
и трансмиссия изделия были спроектированы на базе узлов
вертолета S-58. В ходе испытаний максимальная высота поле-
полета модели достигала 23 м, а дальность перелета — 1,3 км.
А. ШУМИЛИН
К изготовлению первого из двух летных образцов
MTKC«Roton», получивших обозначение PTV (Powered Test
Vehicle), компания «Rotary Rocket» планировала приступить
в конце 1999 г., с тем чтобы после нескольких испытатель-
испытательных полетов в атмосфере осуществить в 2000 г. первый запуск
с выходом на околоземную орбиту.
Однако из-за серьезных финансовых проблем (к началу
2000 г. из 150—200 млн долл., необходимых для реализации
проекта, было освоено лишь 30 млн долл.) компания «Rotary
Rocket» изменила свои планы. Под давлением инвесторов, ко-
которых беспокоил высокий риск проекта, было принято реше-
решение о замене двигателя «RocketJet» на связку обычных ЖРД
Fastrac тягой по 27 т. Поскольку последние по своей мощнос-
мощности уступают штатной силовой установке, то их предполага-
предполагалось использовать в составе демонстрационной модели PTV для
полетов по суборбитальным траекториям.
Однако и этого не произошло — вскоре, исчерпав свои фи-
финансовые ресурсы, фирма «Rotary Rocket» прекратила работы
по проекту.
Тем не менее в начале 2002 г. все оборудование и техни-
техническая документация по аппарату «Roton» были выкуплены у
его конструкторов компанией «Хсог». Последняя занимается
созданием высотного ракетоплана, который может стать базо-
базовым изделием для ТКС различного назначения. Среди основ-
основных задач будущего трансатмосферного аппарата, по характе-
характеристикам близкого к самолету Х-15, называются следующие:
запуск мини-спутников массой 10—20 кг, проведение экспе-
экспериментов в условиях микрогравитации, а также космический
туризм. Ряд освоенных фирмой «Rotary Rocket» технологий
компания «Хсог», вероятно, применит в своем проекте.
ПРОЕКТ КОМПАНИИ «PIONEER ROCKETPLANE»
Компания «Pioneer Rocketplane» (Лейквуд, шт. Колорадо)
проектирует частично многоразовую транспортную систему
«Pathfinder» («Первопроходец»), предназначенную для выве-
выведения в космос объектов легкого и среднего классов.
Основным элементом системы является пилотируемый
(двухместный) трансатмосферный самолет-разгонщик. Длина
аппарата составляет 25 м, относительно массы указывается,
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <mSS?. 4 61
что он будет примерно на 40% тяжелее истребителя F-15 («су-
(«сухая» масса этого самолета составляет 13 т; а максимальная
взлетная 31 т).
Силовая установка аппарата «Pathfinder» комплектуется
двумя турбовентиляторными двигателями F100-PW-200 фир-
фирмы «Pratt and Whitney» и одним кислородно-керосиновым
двигателем РД-120 российского НПО «Энергомаш». Два
ТРДДФ, разработанные для истребителя F-15, обеспечивают
среднюю тягу 16 т, в форсажном режиме — 26 т; ЖРД, кото-
который будет приобретаться через фирму «Pratt and Whitney»,
развивает тягу 85 т при удельном импульсе 350 с.
По своей аэродинамической схеме аппарат «Pathfinder»,
спроектированный по схеме «бесхвостка», представляет собой
низкоплан с вертикальным хвостовым оперением, его дельта-
видное крыло имеет удлиненную переднюю кромку. В консо-
консолях крыла будут размещаться топливные баки для керосина,
в центральной части фюзеляжа — бак жидкого кислорода.
Для аппарата выбрана металлическая система теплозащи-
теплозащиты. Выполненные на основе окиси алюминия плитки должны
монтироваться непосредственно на силовую конструкцию, ко-
которую предполагается изготавливать из композиционных ма-
материалов с использованием теплостойких смол.
Автоматизированная система управления аппарата с четы-
четырехкратным резервированием проектируется по схеме AIMS
(Aircraft Information Management System), разработанной ком-
компанией «Honeywell» для пассажирского лайнера «Боинг-777».
Для МТКС «Pathfinder» рассчитывается следующая про-
программа полета. Турбореактивные двигатели обеспечат гори-
горизонтальный взлет системы с обычного аэродрома. На высоте
7,5—9 км должна произойти встреча и стыковка с самолетом-
заправщиком, из которого в бак аппарата за 10 мин должно
быть перекачено примерно 60 т жидкого кислорода.
После отделения и ухода от заправщика ТРДДФ аппара-
аппарата «Pathfinder» будут выключены, а воздухозаборники за-
закроются заслонками, плавно продолжающими переднюю
кромку крыла. Затем должен производиться запуск ракетно-
ракетного двигателя.
По достижении высоты 120—140 км и скорости 3,6 км/с,
соответствующей примерно М=12, ЖРД прекратит свою рабо-
работу. В течение последующего трех-четырехминутного полета в
космическом пространстве предполагается провести отделение
462 ЯИЬ» А. ШУМИЛИН
полезного груза, который с помощью дополнительного разгон-
разгонного блока будет доставлен на рабочую орбиту. В качестве верх-
верхних ступеней системы планируется использовать блоки, со-
созданные на базе РДТТ семейства «Стар» фирмы «Thiokol».
Совершив полет по баллистической траектории, аппарат
должен войти в плотные слои атмосферы на высоте 40 км со
скоростью, примерно вдвое меньшей, чем у орбитального ко-
корабля МТКС «Спейс Шаттл». После снижения скорости до до-
дозвуковых значений вновв будут включены ВРД и аппарат со-
совершит посадку на аэродром.
Энергетические характеристики такой ТКС позволят в ком-
комплектации с разгонным блоком «Orap-37FM» выводить на эк-
экваториальную орбиту высотой 780 км грузы массой 0,7 т, на
такую же орбиту с наклонением 90° — грузы массой 0,5 т; с
использованием разгонного блока «Стар-75» на те же орби-
орбиты — грузы массой 2,6 т и 2 т соответственно.
По мнению разработчиков, транспортная система
¦Pathfinder» будет иметь следующие преимущества:
— предполетная подготовка и послеполетное обслуживание
проводятся в горизонтальном положении;
— возможность выполнения самостоятельных перелетов
подобно обычному самолету не потребует обеспечения допол-
дополнительных, помимо установленных нормами Управления FAA,
мер безопасности;
— транспортная система также может использоваться как
скоростное грузовое или пассажирское средство (для транспор-
транспортировки груза массой 1,8 т на расстояние 8300 км аппарату
«Pathfinder» потребуется около 50 мин;
— высокая оперативность запуска системы предоставляет
широкие возможности по ее использованию в военных целях.
Проект создания системы «Pathfinder» также отличается
низким уровнем технического риска, поскольку значительный
объем подготовительных работ был выполнен в начале 1990-х
годов военными организации по программе «Black Horse»
(«Черная лошадь») с задачами создания одноступенчатого
ВКС(один из основателей компании «Pioneer Rocketplane»
являлся руководителем той программы).
По оценкам специалистов, самолетная схема эксплуатации
МТКС, а также использование уже разработанных и находя-
находящихся в производстве узлов и агрегатов позволят сократить
общие затраты на проект «Pathfinder» до 100 млн долл. Стой-
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «дИЕ» 463
мость же запуска транспортной системы не превысит 4—
4,5 млн долл. Из этой суммы 1 млн долл. будет израсходован
на работы по сборке и подготовке системы к полету, 1—1,5 млн
долл. на закупку разгонного блока, 0,5 млн долл. — на обес-
обеспечение старта; величина прибыли с каждого запуска должна
составить 1 млн долл.
Таким образом, удельные затраты на выведение грузов в
космос должны составить 4400—бОООдолл/кг, что примерно
в 3—5 раз меньше, чем у современных РН легкого и среднего
класса. Стоимость скоростной перевозки грузов из одного рай-
района планеты в другой оценивается в 440 долл/кг (по мнению
экспертов, потребительная стоимость подобного вида услуг
может достичь 1100 долл/кг).
Транспортировка - пассажиров на борту аппарата
«Pathfinder» считается низкоприоритетной задачей. В то же
время компания «Pioneer Rocketplane» со своим проектом при-
приняла участие в международном конкурсе «X-Prize», имевшем
целью стимулирование работ частных компаний по созданию
многоразовых трансатмосферных аппаратов для развития кос-
космического туризма.
Из упомянутых в книге компаний помимо фирмы «Pioneer
Rocketplane» в этом состязании участвовали «Kelly Space and
Technology», «Rotary Rocket» и «Scaled Composites».
ПРОЕКТ КОМПАНИИ «SCALED COMPOSITES»
Компания «Scaled Composites» (Мохаве, шт. Калифорния)
была основана в начале 1980-х годов авиационным конструк-
конструктором Бартом Рутаном A943 г.р.). Основным направлением
деятельности фирмы стали экспериментальные летательные
аппараты, уникальные характеристики которых были обеспе-
обеспечены за счет оригинальных конструкторских решений и ши-
широкого использования композиционных материалов.
К наиболее значительным достижениям фирмы «Scaled
Composites» следует отнести создание двухместного самолета
«Вояджер», совершившим в 1986 г. кругосветный перелет без
Дозаправки топливом. Взлетная масса этого двухместного ап-
аппарата составляла 4,2 т, масса же конструкции — всего 1 т.
За девять дней беспосадочного полета самолет преодолел рас-
расстояние 40,2 тыс. км.
А. ШУМИЛИН
Неудивительно, что нацеленная на освоение новой авиа-
авиационно-космической техники фирма «Scaled Composites» пер-
первой подала заявку на участие в конкурсе «X-Prize».
Конкурс «X-Prize» был объявлен в 1996 г. организацией
«New Spirit of St. Louis» («Новый дух Сент-Луиса») с целью
поощрения разработок малых аэрокосмических фирм и раз-
развития космического туризма. Для непосредственного руковод-
руководства соревнованием и сбора премиальной суммы был учреж-
учрежден некоммерческий образовательный фонд «X-Prize
Foundation».
Прообразом проводимого конкурса послужило состязание,
предложенное в 1919 г. американским коммерсантом Раймон-
Раймондом Ортейгом A870—1939): за первый беспосадочный перелет
через Атлантику он назначил приз в размере 25 тыс. долл.
В 1927 г. победителем этого конкурса стал Чарлз Линдберг
A902—1974), преодолевший установленный маршрут Нью-
Йорк— Париж за 33,5 часа. Подготовку же его полета фи-
финансировали несколько бизнесменов из Сент-Луиса.
Согласно положениям конкурса «X-Prize» требуется создать
трехместный летательный аппарат, способный достигать вы-
высоты 100 км. Первая организация, которая на собственные или
предоставленные частными лицами средства разработает та-
такую систему и проведет два полета с интервалом в две недели,
получит приз в размере 10 млн долл.
По мнению маркетологов, космический туризм представ-
представляется весьма привлекательным бизнесом, поскольку находятся
миллионеры, которые платят 20 млн долл. за полеты на кос-
космическую станцию, а менее состоятельные люди довольству-
довольствуются за 7—12 тыс. долл. экзотикой кратковременной невесо-
невесомости на самолетах-лабораториях или высотными полетами на
истребителях.
Стоимость же путешествия за пределы атмосферы с пе-
периодом невесомости 3—4 мин предварительно оценивается
в 50—100 тыс. долл. Проведенные опросы показали, что на
начальном этапе осуществления таких полетов можно ожи-
ожидать получения заявок от 500 человек ежегодно. Таким об-
образом, победа в конкурсе «X-Prize» не только принесет оп-
определенную финансовую выгоду (точнее, некоторое возме-
возмещение затрат, связанных с реализацией проекта), но я
предоставит значительные преимущества по освоению перс-
перспективного рынка услуг.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 465
К проектным исследованиям по новому летательному ап-
аппарату компания «Scaled Composites» приступила в 1997 г.
Практически сразу была определена двухступенчатая схема
будущей ТКС: старт суборбитального корабля, оснащенного
ракетным двигателем, должен осуществляться с борта высот-
высотного самолета-носителя.
Однако общий вид и компоновка второй ступени потребо-
потребовали более длительной проработки, ибо рассматривались два
альтернативных варианта — баллистическая капсула и кры-
крылатый аппарат. Сначала для простоты и безопасности предпо-
предполагалось создавать обтекаемую капсулу с парашютной систе-
системой, так как ракетоплан требует высокой точности простран-
пространственной ориентации при входе в плотные слои атмосферы
(катастрофа одного из аппаратов Х-15 была вызвана именно
ошибкой пилота на этом участке полета).
Но впоследствии главный конструктор, явно под влияни-
влиянием своих самолетных пристрастий, выбрал крылатую схему.
Для упрощения управлением аппарата при спуске было пред-
предложено использовать складное крыло: перед входом в плот-
плотные слои атмосферы хвостовая часть трапециевидного крыла
поднимается вверх. В такой конфигурации стабилизация ап-
аппарата, как у волана, обеспечивается автоматически, и изде-
изделие входит в атмосферу с большим углом атаки. При этом спуск
проходит практически по вертикальной траектории, что по-
позволяет снизить тепловые нагрузки.
К непосредственной разработке и изготовлению новой авиа-
авиационно-космической системы компания «Scaled Composites»
приступила весной 2001 г. после получения всех необходимых
для реализации проекта средств.(по приблизительным оцен-
оценкам журналистов, 20—30 млн долл.). В качестве спонсора вы-
выступило лицо, пожелавшее остаться неизвестным.
Первая ступень была изготовлена достаточно быстро: свой
первый полет самолет-носитель, названный «White Knight»
(«Белый рыцарь»), совершил уже в августе 2002 г. Непродол-
Непродолжительный период производства был обеспечен за счет широ-
широкого использования многих технологий и конструкторских
решений, апробированных при разработке исследовательско-
исследовательского высотного самолета «Proteus» («Протей»).
Новый самолет выполнен по двухбалочной схеме с гондо-
гондолой, закрепленной на крыле типа «обратная чайка». Каждая
балка с двумя посадочными опорами имеет Т-образное хвосто-
16-1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН
вое оперение. Как крыло с загнутыми немного вверх закон-
цовками, так и горизонтальное оперение имеют в плане пря-
прямоугольную форму.
При размахе крыла 25 м его площадь составляет 43,5 м2.
При необходимости увеличения высоты полета (свыше 16 км)
предусмотрена возможность удлинения несущей поверхности
до 28,2 м. В передней части крыла, а также в силовых балках
размещены топливные баки для 2,9 т горючего.
Отличительной особенностью силовой установки самолета
«White Knight», рассчитанного на скорость полета М=0,6, явля-
является использование турбореактивных двигателей с форсажной
камерой. Расположенные на гондоле два двигателя J85-GE-5
со статической тягой в 1,74 т каждый были заимствованы с
тренировочного реактивного самолета Т-38. Для повышения
энергетических характеристик установки возможна замена
ТРДФ более мощной модификацией J85-GE-21 с тягой в 2,26 т
с истребителя F-5.
Точное значение взлетной массы самолёта представителям
прессы не сообщается. Указывалось лишь то, что благодаря
высоким тяговым показателям силовой установки на нем мож-
можно осуществлять практически вертикальные полеты и созда-
создавать невесомость в течение 20 с; а номинальная грузоподъем-
грузоподъемность самолета составляет 3,62—4 т. (По оценкам специалис-
специалистов, общая взлетная масса двухступенчатой системы составит
8,2—8,6 т.)
Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов,
расположенных на внешней (за силовыми балками) части кры-
крыла, а также рулями высотььи направления, установленными
на хвостовом оперении. Во внутренней части крыла имеются
интерцепторы для снижения подъемной силы крыла.
При полете убираются только задние опоры шасси, а перед-
передние находятся под обтекателем; причем правое управляется пи-
пилотом. Эксплуатация самолета «Proteus» выявила недостаток
масляных амортизаторов шасси, в которых при длительных по-
полетах в холодных слоях атмосферы происходит утечка рабочей
жидкости. Поэтому на новом самолете приняты резиновые.
Гондола с трехместной кабиной экипажа, как и практи-
практически весь самолет «White Knight», выполнена из композици-
композиционного материала на основе углеродного волокна и эпоксид-
эпоксидной смолы. Носок гондолы, максимальный диаметр которой
составляет 1,52 м, выполнен съемным для доступа в кабину
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
пилота и пассажиров. Ее внутреннее устройство практически
полностью идентично кабине ракетоплана, что позволило лет-
летчикам отрабатывать технику пилотирования второй ступени.
К середине 2004 г. самолет «White Knight» совершил около
с&рока полетов, в том числе с запусками ракетоплана.
Вторая ступень, названная «SpaceShipOne» («Космический
корабль-1»), спроектирована по схеме высокоплана с хвосто-
хвостовыми балками, на которых размещено хвостовое оперение.
Разнесенные кили позволяют избежать воздействия на них
продуктов горения маршевого двигателя, смонтированного в
фюзеляже. Размах крыла площадью 14,9 м2 составляет 5 м.
Ракетоплан SpaceShipOne
Несмотря на необычность схемы, ни сам аппарат, ни его
масштабные модели не проходили продувок в аэродинамиче-
аэродинамических трубах из-за высокой стоимости этих работ. Вообще, ком-
компания «Scaled Composites» крайне редко обращается к услу-
услугам крупных промышленных корпораций и правительствен-
правительственных организаций, считая их расценки не оправдано высокими
из-за «раздутого» бюрократического аппарата.
Фюзеляж— монокок с максимальным диаметром 1,52м
имеет слоистую обшивку из эпоксидно-углеродного волокна с
сотовым наполнителем и внутренним войлочном покрытием
Nomex. Крыло, подкрепленное несколькими нервюрами, вы-
выполнено из тех же композитов, но без войлока.
А. ШУМИЛИН
Выполненные расчеты показали, что на всех этапах поле-
полета ракетоплана температурные нагрузки не превысят 600 °С.
Поэтому наиболее нагруженные участки поверхности (передние
кромки, носок и днище — всего около 25% от общей площа-
площади) должны покрываться абляционным материалом толщиной
0,9 мм; на зоны с меньшим нагревом будут наноситься допол-
дополнительные слои фенольной смолы, термостойкость которой на
30—40 °С выше эпоксидной. Остальная поверхность аппарата
красится белой термостойкой краской.
В качестве силовой установки на аппарате «SpaceShipOne»
используется гибридный двигатель, самостоятельно изготов-
изготовленный компанией «Scaled Composites». Выбор данного типа
установки был обусловлен высокой надежностью. При возник-
возникновении аварийной ситуации ее работа прекращается путем
закрытия главного клапана окислителя (закиси азота). Для
контроля целостности камеры сгорания, выполненной из ком-
композитов, при изготовлении в ее корпус между слоями брони-
бронировки и внешней намотки была заделана оптико-волоконная
проводка, при прогаре которой автоматически подается коман-
команда на отключение двигателя.
Работа силовой установки начинается при давлении в ка-
камере сгорания 38,7 кг/см2. Относительно невысокие тепловые
нагрузки позволили отказаться от тяжелых огнеупорных вста-
вставок и системы охлаждения двигателя. Композитное сопло,
имеющее в штатном варианте степень расширения 25:1, по-
покрывается абляционным материалом со скоростью уноса
0,13 мм/с.
К созданию маршевого двигателя ракетоплана «SpaceShip-
Опе» были привлечены две фирмы «SpaceDev» и «Environ-
«Environmental Aerosciences», которые на конкурсной основе разраба-
разрабатывали арматуру силовой установки и определяли оптималь-
оптимальную форму топливного заряда. По результатам стендовых
испытаний двигателя, выполненных каждым из подрядчиков,
основной контракт был подписан с фирмой «SpaceDev», про-
продемонстрировавшей стабильную работу изделия с четырехка-
нальным топливным зарядом в течение 90 с. В соответствии с
договором эта фирма должна поставить заказчику систему за-
зажигания, основной клапан подачи окислителя, форсуночную
головку, систему управления, а также производить после каж-
каждого полета заливку топлива — полибутадиена НТРВ, масса
которого при штатной заправке составляет 272 кг.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ» 469
Камера сгорания крепится непосредственно к баку окис-
окислителя без каких-либо гибких магистралей* Компания «Scaled
Composites» сама изготовляет внутренний бронировочный слой
бака из стекловолокна. Затем заготовка передается корпора-
корпорации «Thiokol» для обмотки углеволоконной тканью. Армату-
Арматуру систем заправки, дренажа и слива компонента поставляет
и монтирует фирма «Environmental Aerosciences». Готовая
емкость с усиленным задним днищем, воспринимающим тягу
двигателя, приклеивается к фюзеляжу всей поверхностью бо-
боковых стенок.
Закись азота массой 1,63 т хранится в баке при давлении
49,3 кг/см2 и температуре 17 °С. При таких условиях компо-
компонент, испаряясь, автоматически производит наддув бака. В ходе
полета до отделения от самолета-носителя температурный ре-
режим в баке поддерживается обдувом стенок воздухом, отбира-
отбираемым от компрессора двигателей самолета «White Knight».
Верхним днищем бак примыкает к герметизированной ка-
кабине экипажа, не требующей использования высотных костю-
костюмов. На случай ее разгерметизации имеются дыхательные мас-
маски с запасом кислорода. Небольшая утечка будет восполнять-
восполняться из баллонов со сжатым воздухом. Для очистки воздуха
предусмотрен поглотитель углекислого газа.
Система терморегулирования на аппарате «SpaceShipOne»
отсутствует. Поэтому в ходе полета температура внутри каби-
кабины может меняться от 4-4—36 °С. При подъеме на высоту от-
отцепки кабина подогревается теплым воздухом от ТРДФ само-
самолета-носителя. Для проветривания кабины на заключитель-
заключительном этапе планирования предусмотрены два вентиляционных
люка диаметром 10 см, расположенные на боковых стенках
фюзеляжа.
Кабина оборудована 16 двухслойными иллюминаторами
диаметром 22,8 см. Внешнее стекло толщиной 0,8 см выпол-
выполнено из термостойкого поликарбонатного материала Lexan,
внутреннее такой же толщины — из плексигласа; зазор меж-
между ними составляет 0,63 см. Внешнее стекло имеет несколько
малых отверстий для охлаждения внутреннего, которое вос-
воспринимает избыточное давление в кабине с максимальным
прогибом 0,5 см. Проблема запотевания иллюминаторов была
наиболее сложной при проектировании кабины экипажа.
Как и на самолете «White Knight», вход в кабину раке-
ракетоплана осуществляется через лаз диаметром 0,9 м, закрывав-
470 ДЬ» А. ШУМИЛИН
мый носком аппарата. Кроме него на левой стенке фюзеляжа
предусмотрен аварийный люк диаметром 66 см. На съемном
носке расположены педали управления и некоторые приборы.
Все управляющие поверхности ракетоплана «SpaceShipOne»
расположены на хвостовом оперении. Цельноповоротные ста-
стабилизаторы с элевонами обеспечивают управляемость изделия
в плоскостях тангажа и крена. Последние, отклоняемые руч-
ручкой пилота, используются на дозвуковых режимах полета; ста-
стабилизаторы с электромеханическим приводом — при сверхзву-
сверхзвуковых скоростях.
Путевое управление осуществляется двухсекционными ру-
рулями направления. Верхние секции с проводкой ручного
управления, применяемые на заключительной стадии плани-
планирования, отклоняются только во внешнюю сторону, нижние
секции с электромеханическим приводом используются при
сверхзвуковом обтекании. Электрооборудование аппарата ра-
работает от литиевых батарей.
Для стабилизации и ориентации ракетоплана в безвоздуш-
безвоздушном пространстве предусмотрены газоструйные сопла, распо-
расположенные в носовой части аппарата и на законцовках крыла.
В качестве рабочего компонента системы используется воздух,
хранящийся в баллонах под давлением 422,4 кг/см2. Такие же
баллоны применяются в пневматической системе складывания
крыла, для создания избыточного давления в кабине и для
обдува запотевших иллюминаторов.
Несмотря на наличие ракетного двигателя и полеты за пре-
пределы атмосферы, аппарат «SpaceShipOne» зарегистрирован как
планер, для которого компания «Scaled Composites» выбрала
символичный бортовой номер N328KF, где цифры означают
высоту полета в тысячах футах, соответствующих 100 км (пер-
(первоначально запрошенный номер N100KM оказался записан-
записанным за другим аппаратом).
Схема полета ракетоплана «SpaceShipOne» весьма схожа с
высотными запусками самолета Х-15. Аппарат подвешивает-
подвешивается на двух крюках под гондолой самолета-носителя «White
Knight» (вкл. 54). Отцепка происходит на высоте 15,3 км при
скорости полета М=0,6.
После непродолжительного планирования и ухода от са-
самолета-носителя пилот ракетоплана, увеличив угол тангажа,
включает маршевый двигатель. Подъем происходит практи-
практически вертикально с перегрузкой 3—4 g. Через 65 с после за-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <тШВ* 4 71
пуска двигатель отключается на высоте 45 км, сообщив аппа-
аппарату скорость около М=3,5. При приближении к апогею пи-
пилот дает команду на складывание крыла. С помощью пневмо-
пневмопривода его задняя часть (около 25% от длины базовой хор-
хорды) вместе с хвостовыми балками поднимается на угол 65°.
Достигнув по крутой баллистической траектории высо-
высоты 100 км, аппарат начнет столь же отвесный спуск. При
снижении в состоянии невесомости, которая будет длиться
3—4 мин, пассажирам будет предоставлена возможность уп-
управления изделием с помощью газоструйных сопел (инор-
циальная система наведения и ориентации имеет также при-
приемники системы GPS).
При входе в плотные слои атмосферы со скоростью около
М=3 угол атаки аппарата с поднятым «оперением» составит 53°,
а аэродинамическое качество 0,7. Пиковая перегрузка при спус-
спуске не превысит 5 g, в течение примерно 20 с экипаж будет ис-
испытывать нагрузку в 4 g.
На высоте около 24 км после снижения скорости спуска
до дозвуковых значений крыло будет возвращено в исходное
положение, и аппарат начнет планирование с аэродинамиче-
аэродинамическим качеством около 7 и скоростью около 200 км/ч. Посадка
же должна осуществляться при скорости 126 км/ч.
Ракетоплан имеет комбинированное шасси с двумя основ-
основными опорами колесного типа и передним скользящим кос-
костылем. Выпуск шасси производится пружинными толкателя-
толкателями. Основные опоры оснащены тормозной системой с гидро-
гидроприводом.
Штатные запуски аппарата «SpaceShipOne» осуществляются
над территорией базы Эдвардз на удалении 63 км от аэродро-
аэродрома компании «Scaled Composites» в Мохаве, откуда взлетает
самолет-носитель. Посадка ракетоплана производится в Мо-
Мохаве; общая продолжительность его автономного полета после
отцепки не превышает 30 мин.
В случае отказа маршевого двигателя при запуске ракето-
ракетоплан сможет вернуться на свой аэродром. При возникновении
серьезной аварии в полете экипаж будет покидать аппарат с
парашютами. Контроль за ходом полета осуществляется с пе-
передвижного командного пункта.
Летная отработка аппарата «SpaceShipOne» началась вес-
весной 2003 г. — 20 мая был произведен первый совместный по-
полет новой аэрокосмической системы. При испытании в кабине
А. ШУМИЛИН
самолета находились два пилота, участвующих в программе;
в незаправленном топливом ракетоплане был помещен массо-
массовый макет летчика. Кроме того, все его управляющие поверх-
поверхности были зафиксированы в нейтральном положении. В ходе
почти двухчасового полета самолет, поднявшись на высоту
сброса аппарата, развил скорость 198 км/ч. Особенностью по-
повторного совместного полета, состоявшегося 29 июля, стала
штатная заправка аппарата окислителем, который был слит
перед посадкой.
, Первый пилотируемый полет ракетоплана «SpaceShipOne»
состоялся 7 августа 2003 г. Незаправленный, но с балластом 63,
4 кг в сопле двигателя аппарат был отделен на высоте 14,3 км
при скорости 190 км/ч. Устойчивое планирование проходило на
скоростях 180—200 км/ч. При скорости 138 км/ч началась тряс-
тряска ручки управления, вызванная неустойчивым обтеканием.
Пилот увеличил скорость полета (с боковым скольжением) и
довел ее до значения 270 км/ч, после чего максимально откло-
отклонил рули направления, используя их в качестве тормоза.
После успешно выполненного маневра аппарат начал за-
заход на посадку со скоростью 184 км/ч; касание аэродромной
полосы произошло при скорости 133 км/ч. Некоторую озабо-
озабоченность у конструкторов вызвал большой угол тангажа 13°,
при котором клиренс между нижней частью вертикального
оперения и землей составил всего 30—40 см (при наклоне 17°
произошло бы касание). Общая продолжительность полета со-
составила 19 мин.
Весьма сложным и напряженным стал второй планирующий
полет аппарата 27 августа 2003 г. Вскоре после отцепки от само-
самолета, на высоте 13 км при скорости 162 км/ч пилот привел в дей-
действие механизм складывания крыла. Подъем его задней части
привел к увеличению угла атаки ракетоплана до 70° и росту аэро-
аэродинамического сопротивления, в результате чего началось прак-
практически вертикальное снижение со скоростью 50 м/с. Постепен-
Постепенно корпус аппарата принял горизонтальное (по линии горизон-
горизонта) положение, при котором эффективно работали рули
направления и стабилизаторы. При индикаторной скорости
108 км/ч был зарегистрирован несильный бафтинг.
На 70 с полета на высоте 9 км оперение было переведено
в нормальное состояние, и аппарат начал планирование с уг-
углом -30° к горизонту, быстро увеличивая скорость. На этом
этапе был произведен маневр по определению критического
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
угла атаки незаправленного аппарата, то есть имевшего пе-
переднею центровку. Срыв потока начался при угле атаки 19°
на скорости 126 км/ч.
После выравнивания скорость аппарата была доведена до
360 км/ч и выполнен маневр с перегрузкой 3,4 g. Под завер-
завершение полета, длившегося 10,5 мин, летчик выполнил «боч-
«бочку» и совершил посадку при сильном ветре, потребовавшем
использования тормозной системы при пробеге.
Первые проблемы с аэродинамикой аппарата «SpaceShipOne»
возникли 23 сентября при третьем полете, когда началась отра-
отработка планирования с задней центровкой. Смещение центра масс
было обеспечено крепежом стальных пластин массой 77 кг в
макете сопла маршевого двигателя. Подобный режим спуска
может возникнуть в случае аварийного останова двигателя и
возвращения на базу с остатками горючего в камере сгорания.
Вскоре после отцепки при эквивалентной скорости
153 км/ч аппарат вошел в режим срыва потока (при пере-
передней центровки это происходит при меньшей эквивалент-
эквивалентной скорости — около 126 км/ч). Но при этом резко увели-
увеличился угол тангажа (до 20°), уменьшить который с помо-
помощью элевонов не удалось. С большим трудом пилоту удалось
вывести изделие в относительно нормальный планирующий
полет, отказавшись от ранее запланированных маневров.
Заход на посадку происходил при скорости почти 200 км/ч,
что на 5% превысило номинальное значение.
Анализ возникшей аномалии и моделирование обтекания
хвостовой части показали, что зависание ракетоплана произо-
произошло в результате срыва потока со стабилизатора, создавшего
настолько сильный момент на кабрирование, что элевоны не
смогли его скомпенсировать.
Для устранения подобного явления был предложен ряд
доработок оперения, в частности стабилизатор был оборудо-
оборудован аэродинамическим гребнем, который предотвращает ран-
ранний срыв потока на концевых частях поверхности, повышая
тем самым эффективность элевонов. Кроме того, на хвостовой
балке перед стабилизатором был установлен тонкий горизон-
горизонтальный зализ, для соответствующего направления сорванно-
сорванного с законцовки крыла потока.
Эти нововведения были успешно апробированы 17 октября
при очередном испытании. Свой четвертый полет аппарат
«SpaceShipOne» начал со средней центровкой, обеспеченной
А. ШУМИЛИН
емкостью с водой, помещенной в хвостовом отсеке. Аппарат
сохранял хорошую устойчивость и управляемость при срыве
потока на скорости 234 км/ч, а также когда пилот выполнял
интенсивные маневры со скольжением для инициирования
различных вихревых потоков.
Затем балластная вода была слита для смещения центра
масс к носку аппарата. При передней центровке было сло-
сложено крыло, причем операция выполнялась при критиче-
критических углах атаки. Тем не менее управляемость изделием пол-
полностью сохранилась. После проверки бортового оборудова-
оборудования пилот опустил «оперение» и завершил полет, длившийся
17 мин 49 с.
После этого испытания на аппарате «SpaceShipOne» был
установлен стабилизатор большего размаха с удлиненными
элевонами. Увеличение длины оперения позволило существенно
повысить его эффективность, что и было подтверждено в двух
ноябрьских полетах A4 и 19 числа), выполнявшихся с предель-
предельно задней центровкой изделия.
Важным этапом в реализации программы стал восьмой
полет ракетоплана «SpaceShipOne», осуществленный 17 декабря
2003 г. Столетняя годовщина полета самолета братьев Райт
была отмечена новой вехой в авиации — впервые созданный
на частные средства пилотируемый аппарат преодолел звуко-
звуковой барьер.
Для выполнения полета с непродолжительным запуском
маршевого двигателя топливный бак окислителя ракетоплана
был заправлен примерно на треть, а в камеру сгорания поме-
помещено около половины штатного топливного заряда.
Отцепка аппарата «SpaceShipOne» от самолета «White
Knight» произошла на высоте 14,4 км при скорости М=0,55.
После* непродолжительного планирования до высоты 13,2 км
пилот увеличил угол тангажа и включил двигатель. С перег-
перегрузкой 2,5 g аппарат начал набор высоты с углом наклона
траектории 60°.
Спустя 9 с его скорость превысила М=1, при этом были
зафиксированы небольшие колебания в плоскости крена. (Пос-
(Послеполетный анализ телеметрии не показал возможностей сколь-
сколько-нибудь опасного развития этой аномалии. Поэтому было
решено не проводить каких-либо доработок с резолюцией: «По
этим вибрациям пассажиры будут знать о преодолении звуко-
звукового барьера».)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «JBR 4 7 5
Активный участок длился 15 с, в течение которых раке-
ракетоплан развил скорость М=1,2. Отключение в достаточно плот-
плотных слоях атмосферы двигателя, работавшего практически при
полной тяге, вызвало тормозную перегрузку 1,2 g, превысив-
превысившую номинальную примерно на 30%. При штатном полете
останов двигателя будет производиться более медленно, с по-
постепенным снижением тяги за счет падения давления в баке
окислителя.
По баллистической, близкой к вертикальной траектории
ракетоплан поднялся на высоту 20,7 км. Перед достижением
апогея пилот поднял «оперение». При прохождении пика тра-
траектории в течение 10—15 с длился период «микроневесомос-
«микроневесомости» порядка 0,1 g.
Падение аппарата длилось около 1 мин, после чего летчик,
опустив хвостовую часть, начал 12-минутное планирование на
аэродром. Удачный полет был немного «смазан» нештатной
посадкой: при выравнивании начались колебания по крену.
В результате превышения нагрузок при приземлении слома-
сломалась левая нога шасси и опершийся на вертикальный киль
хвостового оперения ракетоплан вынесло с полосы. Торможе-
Торможение было непродолжительным. Пилот не пострадал, а повреж-
повреждения аппарата оказались незначительными.
Произошедшая авария не смогла обесценить успех компа-
компании «Scaled Composites». Более того, он был дополнен неболь-
небольшой сенсацией: спонсор проекта решил назвать свое имя —
им оказался миллиардер Пол Гарднер Аллен A953 г.р.), один
из основателей компании «Microsoft».
Второй высотный полет (8 апреля 2004 г.) стал как бы зер-
зеркальным отображением первого: нештатная ситуация возник-
возникла сразу же после отделения аппарата «SpaceShipOne» от са-
самолета-носителя — маршевый двигатель удалось запустить
только на второй минуте планирования, когда аппарат сни-
снизился до высоты 11,5 км. Тем не менее за 40 с работы силовой
установки ракетоплан разогнался до скорости М—1,6, позво-
позволившей ему затем подняться на высоту 31,5 км.
По мере накопления опыта (ранее компания «Scaled
Composites» не создавала сверхзвуковых аппаратов) програм-
программа испытаний ракетоплана «SpaceShipOne» усложняется.
13 мая 2004 г. состоялся запуск изделия с продолжительнос-
продолжительностью работы двигателя 55 с, в результате чего пассивный учас-
участок полета начался на высоте 45 км при скорости М=2,5. Еще
А. ШУМИЛИН
на начальной стадии разгона, вероятно из-за перегрузок, от-
отключился основной дисплей приборной доски. Тем не менее,
ориентируясь по горизонту, пилот обеспечил практически но-
номинальную траекторию полета и достиг высоты 63,4 км.
Впервые за время испытаний вход в атмосферу осуществ-
осуществлялся на сверхзвуковой скорости М=1,9с углом атаки 53—
65° и перегрузкой 3,5 g. На этапе спуска возникли небольшие
колебания аппарата в плоскости крена, что специалистами
было объяснено плесканием в баке остатков окислителя (при
этом запуске, как и при предшествующем, ракетоплан старто-
стартовал полностью заправленным).
Планирующий полет с высоты 16,5 км завершился штат-
штатной посадкой. По результатам последующего за приземлени-
приземлением осмотра было отмечено отличное состояние теплозащиты
ракетоплана, не потребовавшей восстановительных работ пе-
перед новым стартом.
21 июня 2004 г. стал днем подлинного триумфа компании
«Scaled Composites». Входе осуществленного запуска, прово-
проводившегося при массовом скоплении публики (до 27 тысяч че-
человек) — представителях прессы, общественных деятелей и
простых зрителях, ракетоплан «SpaceShipOne» преодолел вы-
высоту 100 км.
Ранним утром в 6 ч 46 мин самолет «White Knight» с ра-
ракетопланом «SpaceShipOne» поднялся в воздух с 30-й полосы
аэродрома в Мохаве. Подъем на высоту отцепки длился бо-
более часа.
В 7 ч 50 мин (Т=0) аппарат был отделен от самолета-носи-
самолета-носителя. Через 10 с пилот включил силовую установку ракето-
ракетоплана и сразу же начал быстрый и крутой набор высоты: за-
запуск двигателя производился практически при горизонталь-
горизонтальном полете, через минуту угол тангажа составлял уже 83°,
скорость же звука была преодолена в Т+20 с.
Разгон аппарата был осложнен нерасчетными колебания-
колебаниями в поперечной плоскости, при этом угол крена достигал 45—
90° (позднее причиной этого сочли плохую центровку марше-
маршевого двигателя с продольной осью аппарата). Стабилизировать
ракетоплан летчику удалось лишь к 29 с полета при прибли-
приближении участка максимальных аэродинамических нагрузок.
Нерасчетные возмущения аппарата вызвали перегрев и ав-
автоматическое отключение электромотора поворота левого ста-
стабилизатора. Однако к этому времени ракетоплан уже вышел
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
за пределы атмосферы и его стабилизация осуществлялась ре-
реактивными соплами.
Останов двигателя также был произведен автоматически после
выработки бортового запаса топлива в момент Т+86 с. Хотя пер-
первоначально предполагалось, что это сделает пилот после выдачи
системой наведения сигнала о достижении в конце баллистичес-
баллистического участка высоты 110 км. Но энергетические потери, связан-
связанные со стабилизацией аппарата по крену и отклонением от рас-
расчетной траектории, уменьшили высоту апогея до 100,18 км.
Тем не менее цель полета была достигнута и ракетоплан
«SpaceShipOne» с поднятым «оперением» начал снижение. Вход
в плотные слои атмосферы производился с углом атаки 60°,
при этом нос аппарата был несколько ниже линии горизонта.
Максимальная скорость при спуске составила М=2,9, а пере-
перегрузка — 5 g.
После торможения до скорости звука на 6 мин автономно-
автономного полета угол атаки возрос до 70°. На высоте 17,4 км пилот
опустил «оперение» и начал планирование на базовый аэро-
аэродром. Несмотря на то что вследствие ухода с расчетной траек-
траектории ракетоплан оказался в 34 км от зоны подхода к аэро-
аэродрому (вместо ожидавшихся 8 км), пилот без проблем поса-
посадил аппарат на ту же полосу.
Послеполетный осмотр ракетоплана «SpaceShipOne» в це-
целом дал положительные результаты, в том числе и по состоя-
состоянию теплозащитного покрытия. Однако была выявлена неболь-
небольшая деформация хвостовой части фюзеляжа. По мнению спе-
специалистов, это произошло вследствие нагрева обшивки
работающим двигателем. Для устранения подобного явления
было предложено усилить хвостовую часть несколькими до-
дополнительными слоями ткани и покрасить ее внутреннюю по-
поверхность белой краской.
После выполненного полета летчику-испытателю фирмы
«Scaled Composites» шестидесятитрехлетнему Майклу Мел вил-
виллу, который стал 433 человеком, побывавшем в космосе, был
вручен первый знак «Коммерческого астронавта», учрежден-
учрежденного Управлением FAA за профессиональные лицензирован-
лицензированные полеты на высотах свыше 80 км (данные о достигнутой
ракетопланом «SpaceShipOne» высоте 100 км были подтверж-
подтверждены не только бортовыми приборами, но и радиолокацион-
радиолокационными и оптическими средствами слежения баз ВВС и ВМС,
расположенных вблизи от Мохаве).
А. ШУМИЛИН
Победителем конкурса «X-Prize» компания «Scaled
Composites» была признана после двух квалификационных
запусков аппарата «SpaceShipOne», состоявшихся 29 сентября
и 4 октября 2004 г. При этих стартах на корабле размещался
балласт массой 180 кг, соответствующей двум пассажирам.
Для выполнения зачетных полетов силовая установка ко-
корабля подверглась некоторым доработкам. В частности, дви-
двигатель, как и при предшествовавшем старте, оснащался со-
соплом с улучшенными высотными характеристиками (степень
его расширения была увеличена с 10:1 до 25:1); при этом
тяга возросла до 6,8—8,2 т. Кроме того, предусматривалась
максимальная заправка топливом для продления активного
участка до 89 с. В результате общая масса аппарата соста-
составила около 3 т.
Первый полет, как и июньский, был осложнен интен-
интенсивным и длительным вращением аппарата «SpaceShipOne»
вокруг продольной оси, возникшем на скорости М=2,7. Это
вращение с частотой до 0,5 об/с М. Мелвиллу удалось пога-
погасить толькочза пределами атмосферы с помощью реактив-
реактивной системы управления. Тем не менее после 77-секундного
активного участка была достигнута высота 103 км. На уча-
участке же спуска никаких отклонений от штатного режима
не произошло.
Для получения приза требовалось повторить полет до 13 ок-
октября. К этому времени необходимо было не только провести
восстановительные работы с аппаратом, но и определить при-
причины его аномального вращения.
Техники компании «Scaled Composites» продемонстриро-
продемонстрировали высокую оборачиваемость своей системы. Сразу же пос-
после посадки ракетоплана они произвели демонтаж камеры сго-
сгорания, новая же была установлена на следующий день (для
квалификационных запусков было подготовлено три снаря-
снаряженных горючим рабочих камеры). Второго октября аппарат
был подвешен к самолету-носителю, а за день до старта за-
заправлен.
Сложнее дело обстояло с причинами вращения изделия.
Но и здесь проблема была решена за короткий срок. Было ус-
установлено, что аппарат теряет путевую устойчивость, дости-
достигая скорости М=2,7с малым или отрицательным углом ата-
атаки, а при отклонениях по тангажу возникает сильный враща-
вращающий момент. Исходя из этого было предложено производить
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
набор высоты с меньшим наклоном траектории, не допуская
отрицательных углов атаки.
Научные соображения были полностью подтверждены прак-
практикой и отмечены мировым рекордом. 4 октября без всяких
аэродинамических возмущений и энергетических потерь вто-
второй испытатель компании — Брайан Бинни — достиг высоты
112 км, на 4 км превысив мировой рекорд высоты, установ-
установленный в 1963 г» на ракетоплане Х-15.
До того как аппарат «SpaceShipOne», по желанию главно-
главного конструктора, займет свое место в Национальном музее авиа-
авиации и космонавтики, он может совершить еще несколько стар-
стартов. Незадолго до первого квалификационного полета к
Б. Рутану обратился миллиардер сэр Ричард Брансон A950 г.р.)
с предложением финансировать постройки семи-девятимест-
ного аналога корабля «SpaceShipOne» для выполнения турис-
туристических суборбитальных полетов.
Подобный аппарат будет примерно вдвое тяжелее предше-
предшественника и потребует создания более мощного самолета-но-
самолета-носителя. Кроме того, исходя из оценок перспектив развития
космического туризма предлагается изготовить несколько ра-
ракетопланов. Поэтому на реализацию этого проекта до 2008 г.
сэр Ричард выделяет 100 млн долл.
Под впечатлением успеха компании «Scaled Composites» и
филантропической деятельности Анушеха Ансари, сыгравшего
основную роль в формировании призового фонда конкурса, с
некоторых пор переименованного в «Ansari X-Prize», другой
миллионер-энтузиаст Роберт Бигелоу решил пойти дальше, точ-
точнее выше. Он объявил об организации нового соревнования —
«America's Space Prize» («Космический приз Америки»), пред-
предполагающего выплату 50 млн долл. частновладельческой фир-
фирме за создание транспортной системы, которая могла бы обес-
обеспечивать доставку на околоземную орбиту космического кораб-
корабля с 5—7 пассажирами.
Однако д отличие от конкурса «X-Prize», этот проект име-
имеет более практический характер: основанная учредителем но-
нового турнира компания Bigelow Aerospace занимается проек-
проектированием орбитальных обитаемых модулей, которые можно
будет использовать в различных целях: для проведения науч-
научных исследований и экспериментов и даже в качестве косми-
космической гостиницы. Отличительной особенностью проектируе-
А. ШУМИЛИН
мой станции является то, что ее отсеки представляют собой
надувные конструкции, и это позволит существенно снизить
стоимость изготовления и развертывания модулей.
Успешная реализация проекта «SpaceShipOne» и назван-
названные частные инициативы могут оказать значительное влия-
влияние на всю аэрокосмическую промышленность США. В соз-
создание новых транспортных систем 26 участниками конкурса
«X-Prize», являющимися в основном малыми фирмами, было
вложено около 400 млн долл. Но большая часть из этих
средств, вероятнее всего, окажется потраченной впустую, по-
поскольку мало кто из этих фирм сможет закрепиться на аэро-
аэрокосмическом рынке и хотя бы частично восполнить свои (или
спонсорские) расходы.
Тем не менее конкурс «X-Prize» показал большие возмож-
возможности частного бизнеса, которые сжаты и строгими федераль-
федеральными законами, и более чем жесткой конкуренцией со сторо-
стороны крупных корпораций, тесно связанных с правительствен-
правительственными структурами. Объединенный финансовый и творческий
потенциал, продемонстрированный в состязании небольшими
компаниями, может побудить правительство к пересмотру сво-
своей контрактной политики.
ЧАСТЬ 4
НАЗЕМНЫЙ КОМПЛЕКС
Важной составляющей частью ракетно-космического ком-
комплекса являются наземные <;редства обеспечения запуска транс-
транспортных космических систем. Затраты на предполетную под-
подготовку и проведение старта ТКС составляют значительную
долю от общей стоимости пуска (для различных одноразовых
ракет-носителей и МТКС «Спейс Шаттл» этот показатель ва-
варьируется в пределах 25—45%). В связи с этим технико-эксп-
технико-эксплуатационные показатели средств космодрома и эффективность
работы наземных служб во многом предопределяют величину
потребных затрат на реализацию какой-либо космической про-
программы.
Для предстартовой подготовки, запуска и управления по-
полетом ТКС необходима разветвленная и-дорогостоящая назем-
наземная инфраструктура с многочисленными станциями слеже-
слежения, удаленными иногда от места старта на тысячи километ-
километров. Поэтому первые американские космодромы были
развернуты на военных полигонах, расположенных у обоих
побережий страны, как атлантического, так и тихоокеанско-
тихоокеанского, и которые уже располагали определенными технически-
техническими средствами.
В последнее десятилетие благодаря правительственной под-
поддержке различные коммерческие организации предприняли
попытки создания частновладельческих стартовых площадок.
Но и в большинстве таких случаев инициаторы проектов пред-
предпочли создавать свои комплексы на территории федеральных
полигонов.
482
А. ШУМИЛИН
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШВ* 483
ГЛАВА 8
ФЕДЕРАЛЬНЫЕ ПОЛИГОНЫ
США располагают четырьмя стационарными космодромами,
обеспечивающими запуски транспортных космических систем:
Канаверал, Ванденберг, Уоллопс и Кадьяк. (Некоторую пута-
путаницу в данный счет вносит ракета воздушного базирования
«Пегас», поскольку старты ее самолета-носителя производились,
например, и с базы Эдвардз, и с Канарских островов.)
Первые два космодрома, являющиеся основными элемен-
элементами Восточного и Западного испытательных полигонов, со-
соответственно, находятся в ведении Космического командова-
командования ВВС; третий эксплуатируется NASA. В создании после-
последнего, самого молодого, основную роль сыграли коммерческие
компании (стартовым комплексам неправительственных орга-
организаций посвящена заключительная глава этой части).
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В сравнении с достаточно быстрым развитием ракетной тех-
техники основные сооружения космодромов кажутся застывши-
застывшими во времени — ракеты привозят, и они улетают, а старто-
стартовые площадки практически в неизменном виде остаются в
ожидании новых моделей (ну, иногда, для особенно выдаю-
выдающихся нарастят, например, башню обслуживания — вот и все
разнообразие, видимое стороннему наблюдателю).
Тем не менее годы в большей степени неумолимы к кос-
космодромам. В отличие от образцов ракетной техники прошлых
времен, которые можно наблюдать на демонстрационных пло-
площадках или в музеях, многие стартовые комплексы начала
космической эры остались только я а фотографиях.
Поэтому в данном разделе помимо общей характеристики
современного состояния американских космодромов представ-
представлены краткие сведения об их истоках и истории.
«МЫС КАНАВЕРАЛ».
1 февраля 1958 г. ракета «Юнона-1» вывела на околозем-
околоземную орбиту первый американский спутник «Эксплорер-1» (вкл.
А. ШУМИЛИН
55). Запуск аппарата был осуществлен со стартовой площадки
LC-26A Восточного испытательного полигона.
Начало истории этого космодрома относится к 1947 г. До
этого времени основным местом испытаний ракетной техники
был армейский полигон Уайт-Сэндз (шт. Нью-Мексико), куда
в 1945 г. была доставлена группа немецких специалистов во
главе с В. фон Брауном. В задачи образованного там ракетно-
исследовательского центра вошли освоение трофейной техни-
техники, в первую очередь баллистической ракеты V-2, и создание
новых образцов вооружений.
Несмотря на то что дальность действия ракеты V-2 превы-
превышала протяженность полигона в 180 км, ее эксперименталь-
экспериментальные полеты начались в 1946 г. Бесперспективность развития
центра Уайт-Сэндз со всей очевидностью проявилась год спус-
спустя, когда ракета, потеряв управление, залетела на террито-
территорию Мексики.
Произошедший инцидент ускорил работу специальной ко-
комиссии по выбору места для нового ракетного полигона. Изу-
Изучив различные варианты, комиссия рекомендовала строить
стартовые комплексы тяжелых ракет на Атлантическом побе-
побережье, с тем чтобы их трассы проходили над океаном. В каче-
качестве конкретного места был назван мыс Канаверал (шт. Фло-
Флорида), а административный аппарат нового полигона предла-
предлагалось разместить на близлежащей авиационной базе
ВМС (ныне база ВВС Патрик).
Этап развертывания технических служб и строительства
стартовых площадок проходил под совместным управлением
ВМС и ВВС. Лишь в мае 1950 г. весь наземный комплекс, тог-
тогда называвшийся «Полигон для ракет дальнего действия», был
окончательно переведен в ведение ВВС. А спустя два месяца
B4 июля) на м. Канаверал состоялся первый запуск ракеты —
ею опять-таки стала модифицированная ракета V-2, оснащен-
оснащенная второй ступенью WAC-Corporal (в данной конфигурации
модель имела название «Бампер»).
В первые годы своего существования основной задачей по-
полигона, имевшего также неофициальное название «Флорид-
«Флоридский ракетно-испытательный полигон», были испытания кры-
крылатых ракет. По мере увеличения дальности полетов опытных
моделей расширялась и зона размещения наземных станций
слежения, а также специально оборудованных кораблей на-
наблюдения. Так, например, в 1951 г. при испытаниях крыла-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
той ракеты «Матадор» с расчетной дальностью действия 900 км
были впервые применены РЛС, размещенные в бухте Юпитер
и на о. Гранд-Багама; вместе они обеспечили контроль за ра-
ракетой на трассе протяженностью 320 км. Позднее была раз-
развернута станция на о. Эльютера, увеличившая зону слежения
до 500 км.
Важным этапом в развитии наземных средств полигона
стала программа испытаний стратегической крылатой ракеты
«Снарк» с дальностью действия до 8 тыс. км. Для обеспече-
обеспечения ее запусков в 1955—1957 гг. на ряде островов Атланти-
Атлантического океана были сооружены еще несколько РЛС, среди
которых следует выделить стайции на о. Антигуа и Вознесе-
Вознесения, до сих пор находящиеся в эксплуатации.
Испытательные запуски МБР потребовали удлинения обо-
оборудованной трассы до 14—16 тыс. км, для чего была построе-
построена станция в Претории (ЮАР). Для обеспечения космических
полетов протяженность трассы Восточного испытательного
полигона была доведена до 20 тыс. км, теперь она заканчива-
заканчивается около островов Принс-Эдуард в Индийском океане.
Наземные средства слежения за полетом ракет разверты-
развертывались исходя из допустимых по соображениям безопасности
пределов изменения азимута пуска на м. Канаверал — от 44 до
110°. Данный диапазон позволяет выводить спутники на орби-
орбиты с наклонением от 28,5°, соответствующих широте космод-
космодрома, до 54°. Для формирования орбит с большим или мень-
меньшим наклонением требуются дополнительные, весьма энерго-
энергозатратные маневры ТКС на участке выведения. В наибольшей
степени последнее относится к запускам на полярные орбиты,
тем не менее в 1960-х годах с м. Канаверал было осуществле-
осуществлено несколько таких стартов.
Непосредственной эксплуатацией технических средств Во-
Восточного испытательного полигона занимается 45-е Космичес-
Космическое крыло, входящее в состав 14-й Воздушной армии Косми-
Космического командования ВВС. Крыло общей численностью
10,5 тыс. человек дислоцируется на базе Патрик (шт. Флори-
Флорида). Стартовые позиции космодрома расположены на террито-
территории отдельного подразделения «Станция ВВС "Мыс Канаве-
Канаверал"», занимающего площадь 63,6 км2. Общими координата-
Ми космодрома считаются 28,5° с.ш., 80° з.д.
Командно-измерительные функции выполняются в отно-
сительно новом Центре управления полигона ROCC (Range
486 ДЬ» А, ШУМИЛИН
Operations Control Center), введенном в эксплуатацию в 1995 г.
В этом одноэтажном здании с полезной площадью 12 тыс. м2
и стоимостью 134 млн долл. разместились основные средства
контроля за всеми текущими работами на полигоне, обеспече-
обеспечения его безопасности, оперативной оценки телеметрической
информации, поступающей с борта стартовавших ТКС, и т.д.
За счет сосредоточения большинства слудсб полигона в одном
месте в перспективе предполагается уменьшить время между
запусками различных ракет с нескольких дней до 12 ч.
Все старты на м. Канаверал осуществляются только с сан-
санкции офицера безопасности Центра ROCC. Разрешение на пуск
выдается на основании докладов о готовности систем ликви-
ликвидации ракеты при ее отклонении от расчетной траектории, о
метеорологической обстановке, об отсутствии на трассе поле-
полета морских или воздушных средств.
После старта контроль за изделием ведется по данным те-
телеметрии. При этом в реальном масштабе времени на монито-
мониторах Центра отображаются местоположение ракеты и предпо-
предполагаемые районы падения ее обломков при подрыве. В случае
выхода ракеты за пределы .установленного коридора офицер
безопасности дает команду на ее уничтожение.
Значительная роль в проведении траекторных измерений
на начальном этапе полета отводится контрольно-измеритель-
контрольно-измерительным комплексам «Джонатан Дикинсон» и «Малабар», развер-
развернутым на материковой части шт. Флорида. В дальнейшем для
контроля используются станции на островах Антигуа и Воз-
Вознесения, а также специально оборудованные корабли и само-
самолеты слежения ARIA (Advanced Range Instrumentation
Aircraft).
Средства полигона эксплуатируются в интересах всех орга-
организаций, производящих запуски ТКС: военных, гражданских,
коммерческих. Наиболее активно ВВС сотрудничают с NASA,
являющимся также владельцем многих сооружений на мысе
Канаверал.
В 1962 г. созданный для обеспечения лунной программы
Центр Кеннеди стал закупать окрестности уже эксплуатиро-
эксплуатировавшегося космодрома для размещения собственных структур
и стартовых комплексов. В настоящее время занятая им тер-
территория общей площадью 567 км2 (включая океанскую аква-
акваторию) тянется вдоль побережья на 55 км с максимальной
шириной 16 км. При этом важно отметить, что значительные
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «иИЕ 487
участки зоны, находящейся в распоряжении NASA, являются
частью национального заповедника.
Штаб-квартира и производственно-техническая база Цент-
Центра Кеннеди расположились на о. Мерритт, находящемся в реч-
речном проливе между мысом Канаверал и материковой частью.
Основной задачей Центра Кеннеди в настоящее время яв-
является эксплуатация МТКС «Спейс Шаттл». При развертыва-
развертывании стартового комплекса этой транспортной системы широ-
широко использовались средства и сооружения, созданные в рам-
рамках программы «Сатурн-Аполлон», в частности монтажный
корпус VAB, центр управления запуском LCC, мобильные плат-
платформы с транспортерами и прочее оборудование.
Для обеспечения посадки орбитального корабля на терри-
территории центра была подготовлена специальная полоса длиной
4,57 км и шириной 91 м (без учета боковых асфальтовых по-
полос безопасности шириной по 15м). По центральной линии
толщина бетонного покрытия составляет 41 см, по краям —
38 см. Двускатный профиль полосы с перепадом высоты 61 см
от центра к краю ускоряет сток воды. В этих же целях, а так-
также для увеличения сцепления колес шасси с поверхностью
большая часть полосы имеет бороздки глубиной 6,3 мм. За счет
различных мероприятий, выполненных на полосе в последние
годы, ограничения по боковому ветру при посадке удалось
смягчить с 27,8 до 37 км/ч.
В дальней (северо-западной) оконечности полосы находит-
находится ферменный мостовой кран грузоподъемностью 104 т, кото-
который используется для монтажа/демонтажа орбитального ко-
корабля с грузового самолета «Боинг-747», применяемого для
его транспортировки. Несмотря на все усилия разработчиков,
по различным причинам технического характера или по по-
погодным условиям значительное количество посадок ОК произ-
производится не в Центре Кеннеди, а на базе Эдвардз. Поэтому воз-
воздушная перевозка ступени через всю страну стала практиче-
практически обыденным явлением в эксплуатации МТКС (вкл. 30).
После приземления ОК буксируется в корпус обслужива-
обслуживания орбитальной ступени OPF (Orbiter Processing Facility),
Удаленный от посадочной полосы примерно на 4,8 км. Перво-
Первоначально корпус рассчитывался на одновременное проведение
Работ с двумя кораблями в двух рабочих залах площадью
60 х 46 м и высотой 29 м. В 1991 г. северная пристройка кор-
корпуса была переоборудована для размещения третьего ОК.
А. ШУМИЛИН
В корпусе OPF выполняется большая часть работ по пос-
послеполетному обслуживанию и подготовке изделия к новому
старту, включая такие операции, как слив остатков топлива
и демонтаж пиротехнических устройств, извлечение полезно-
полезного груза, последующая заправка топливом двигателей систе-
системы ориентации, вспомогательных силовых агрегатов и т.п. Кро-
Кроме того, здесь же производится размещение в отсеке полезно-
полезного груза различного вспомогательного оборудования и
некоторых предназначенных к выведению объектов. После чего
производится взвешивание и балансировка ОК.
Работы по ремонту теплозащитных покрытий орбитально-
орбитального корабля выполняются в отдельном расположенном непода-
неподалеку от корпуса OPF двухэтажном здании TPSF (Thermal
Protection System Facility) общей площадью 4100 м2.
Для предстартовой подготовки и хранения секций старто-
стартовых ускорителей, которые после восстановительного ремонта
и повторной заливки топливом доставляются на м* Канаверал
с предприятия-изготовителя, отведено несколько зданий.
Центром технической позиции МТКС «Спейс Шаттл» яв-
является монтажно-сборочный корпус VAB (Vehicle Assembly
Building), где производится сборка всей системы. Это одно из
самых крупных зданий в мире — его высота достигает 160 м,
длина — 218 м, а ширина — 158 м.
Внутренний объем корпуса разделен на четыре высотных
зала и один малый пролет, который предназначается для хра-
хранения и предполетной подготовки маршевых ЖРД и невзры-
невзрывоопасных компонентов твердотопливных ускорителей (носо-
(носовых конусов и хвостовых юбок). В высотных залах 2 и 4 вы-
выполняются работы с подвесным топливным отсеком и
контейнером полезного груза. Последовательная сборка сис-
системы (сначала производится установка ТТУ, а затем подвеска
ПТО и орбитального корабля) осуществляется в высоких про-
пролетах 1 и 3 с воротами, обращенными к востоку.
Для МТКС «Спейс Шаттл», как и для ракет «Сатурн», ре-
реализована схема мобильного запуска, то есть к месту старта
изделие доставляется полностью собранным на пусковой плат-
платформе. Последнее сооружение с шестью опорными стойками
представляет собой стальную конструкцию длиной 49 м, ши-
шириной 41 м и высотой 7,6 м; ее масса достигает 4190 т.
Перевозка платформы с МТКС на стартовую площадку
выполняется самоходным гусеничным транспортером длиной
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
40 м и шириной 35 м, высота машины, подводимой под плат-
платформу, варьируется в пределах 6—8 м. На транспортере мас-
массой 2700 т имеются две дизельные установки в 2750 л.с. каж-
каждая, обеспечивающие работу четырех электрогенераторов мощ-
мощностью 1 МВт для 16 тяговых двигателей, установленных на
четырех гусеничных тележках.
Кроме того, транспортер оснащен двумя генераторами по
750 кВт для снабжения электроэнергией гидравлических дом-
домкратов, систем управления, кондиционирования, освещения
и т.п. Эти генераторы питаются от двух отдельных дизелей
мощностью по 1065 л.с.
Максимальная скорость движения транспортера без нагруз-
нагрузки составляет 3,2 км/ч, с пусковой платформой и МТКС —
1,5 км/ч; на пробег одного километра пути затрачивается около
350 л дизельного топлива. При транспортировке МТКС к стар-
стартовой площадке специальная система датчиков с помощью
домкратов поддерживает вертикальное положение сборки с
точностью 10 угловых минут.
(Подробные технические описания большинства упомяну-
упомянутых выше сооружений, как элементов программы «Сатурн-
Аполлон», имеются в ряде отечественных изданий.)
Стартовые площадки LC-ЗЭАи LC-39B удалены от корпу-
корпуса VAB к востоку на расстояние 5,54 км и 6,83 км соответ-
соответственно. Поэтому средняя продолжительность транспортиров-
транспортировки МТКС с месту запуска составляет 6—8 ч.
По своей конструкции стартовые комплексы LC-39A и
LC-39B, расположенные в северной части мыса Канаверал,
идентичны. Площадки оборудованы стационарной башней
обслуживания FSS (Fixed Service Structure) высотой 106 м,
включая 24-метровый молниеотвод. На башне имеются три
поворотные стрелы, верхняя из которых устанавливается на
носовой части топливного отсека МТКС для дренажа бака
окислителя. Вторая стрела с дренажной системой бака жид-
жидкого водорода присоединяется к межбаковому отсеку ПТО.
Третья обеспечивает доступ в кабину экипажа орбитально-
орбитального корабля.
Составным элементом башни FSS является поворотная баш-
башня обслуживания, передвигающаяся по рельсовым направля-
направляющим. Она используется для установки полезного груза в от-
отсеке ОК. В этих целях на башне предусмотрен отсек с повы-
повышенной чистотой внутреннего объема.
А. ШУМИЛИН
Работы по предстартовой подготовке системы «Спейс
Шаттл» контролируются из центра управления запуском LCC
(Launch Control Center), расположенного вблизи корпуса VAB.
Сразу же после взлета МТКС функции управления полетом
передаются в Ц^нтр Джонсона (Хьюстон, шт. Техас).
Административный центр по эксплуатации стартовых ком-
комплексов ракет-носителей, большинство которых находятся на
территории станции ВВС «Мыс Канаверал», размещен в произ-
производственной зоне этого подразделения. Здесь же располагаются
многие вспомогательные корпуса и сооружения, используемые
для предстартового обслуживания РН и полезных грузов.
Тем не менее важной составной частью космодрома на
м. Канаверал в последние годы стала техническая база фирмы
«Astrotech Space Operations^, осуществляющей на коммерче-
коммерческой основе предполетную цодготовку многих КА: окончатель-
окончательную сборку спутника с разгонным блоком, его заправку, уста-
установку в транспортировочном контейнере (при выведении на
МТКС) или под головным обтекателем ракеты-носителя и даже
контроль за состоянием объекта в отсеке полезного груза транс-
транспортной системы, уже находящейся на стартовой площадке.
Фирма «Astrotech», ныне входящая в состав компании
«Spacehab», была образована в 1981 г. с задачами проведения
предстартовой подготовки коммерческих грузов МТКС «Спейс
Шаттл». Поскольку учредителями новой фирмы стали быв-
бывшие сотрудники NASA, то заказы на выполнение работ не за-
заставили себя ждать. Среди подготовленных ею к запуску на
МТКС объектов числятся такие коммерческие спутники, как
«Аник», SBS, «Телстар», «Палапа».
Основные технические сооружения (пять корпусов с рабо-
рабочей площадью 7400 м2) фирма «Astrotech» построила в распо-
расположенном вблизи от космодрома городке Тайтесвилл. Общая
площадь, занятая фирмой, составила 162 тыс. м2.
Корпус 1 и прилегающий к нему 1А используются для кон-
контрольных проверок и подготовки КА. В первом здании дли-
длиной 61 м, шириной 38 м и высотой 15 м имеются три рабочих
зала площадью по 223 м2, в которых поддерживается повы-
повышенный уровень чистоты класса 100 000. Общая для всех трех
пролетов шлюзовая камера имеет ворота в рабочий зал корпу-
корпуса 1А, ширина которого (зала) составляет 15,6 м, длина — 38 м,
а высота — 18,3 м. Одновременно в этих двух корпусах мож-
можно проводить обслуживание до четырех аппаратов.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ 4 91
Корпус 2 размером 48,5 х 34 х 15 м предназначается для по-
жаро-взрывоопасных работ» связанных с заправкой КА, сты-
стыковкой его с двигателем, установкой пиротехнических уст-
устройств и т.п. Поэтому три рабочих зала корпуса разделены
усиленными перегородками. Кроме того, в здании находится
помещение с балансировочным устройством.
Корпуса 3 и 4 отведены под складские помещения; первый
из них, где хранятся особо важные компоненты и агрегаты,
оборудован системой кондиционирования.
Корпус 5 используется для размещения представителей
организации-владельца или разработчика КА.
В конце 1980-х годов фирма «Astrotech» стала проводить
подготовку аппаратов, выводимых одноразовыми РН. Полный
цикл работ с типовым спутником. связи занимает примерно
полтора месяца и предусматривает следующие этапы:
— Т-40 дней: аппарат доставляется в корпус 1 для комп-
комплексной проверки и обслуживания;
— Т-30 дней: аппарат перевозится в корпус 2 для заправ-
заправки топливом;
— Т-15 дней: установка спутника на переходнике РН, сты-
стыковка коммуникаций; ^
— Т-14 дней: установка и герметизация изделия под голов-
головным обтекателем;
— Т-11 дней: доставка на стартовую площадку и монтаж
на ракете, с последующим контролем за состоянием бортовых
систем аппарата до момента старта ракеты.
В общей сложности за весь период существования фирма
«Astrotech» провела работы с более чем 100 космическими ап-
аппаратами, в том числе принадлежащими NASA и военным орга-
организациям. При средней пропускной способности 8 спутников
в год однажды этот показатель составил 15 аппаратов. Рас-
Расценки на обслуживание одного объекта колеблются в преде-
пределах 600—800 тыс. долл.
Важным этапом в деятельности фирмы «Astrotech» стала
программа EELV. Оба участника программы — корпорации
«Boeing» и 4= Lockheed Martin» — заключили с фирмой согла-
соглашения о привлечении ее к работам по обслуживанию полез-
полезных грузов, которые будут выводиться ракетами «Дельта-4»
и «Атлас-5». Финансовые гарантии корпораций позволили
фирме «Astrotech» качественно обновить свою техническую
базу. Для обслуживания грузов новых РН фирма построила
А. ШУМИЛИН
новый монтажно-испытательный корпус стоимостью 30 млн
долл. (все ее прежние сооружения оцениваются в 20 млн долл.).
Здание длиной 85,4 м, шириной 73 м и высотой 37,8 м име-
имеет полезную площадь 4650 м2. Оно рассчитано на выполнение
всего комплекса работ по обслуживанию полезных грузов ра-
ракет «Дельта» и «Атлас». Внушительные габариты корпуса были
обусловлены различными схемами предстартовой подготовки
К А для этих транспортных систем. Горизонтальные операции
с обтекателями ракет «Дельта» предопределили длину рабо-
рабочих залов, а вертикальный монтаж обтекателей ракет «Ат-
«Атлас» — высоту рабочих пролетов.
Корпус имеет два рабочих зала размерами 15,3х18,3м и
высотой 25,3 м. Каждый из них оснащен краном грузоподъем-
грузоподъемностью до 30 т. Заправка спутников топливом и установка пи-
пиротехнического оборудования может производиться сразу же в
рабочих пролетах либо в монтажном зале, перед установкой
головного обтекателя. Последнее помещение имеет ширину 20 м
и длину 24,4 м, под потолком на высоте 35 м смонтирован кран
мощностью 50 т. После монтажа головного обтекателя с КА сбор-
сборка перевозится в шлюзовую камеру размерами 38,7 х 30 х 31 м,
откуда она доставляется на стартовую площадку. (Также в зда-
здании предусмотрено еще два зала под хранение и обслуживание
головных обтекателей для будущих полетов.)
Производственные возможности нового корпуса рассчита-
рассчитаны на работы с тремя спутниками — для одиночного и парно-
парного выведения. При необходимости с некоторыми ограничени-
ограничениями можно будет одновременно готовить четыре объекта для
двух парных запусков.
Как и раньше, фирма «Astrotech» обеспечивает контроль
за состоянием бортовых систем КА вплоть до взлета ракеты.
В этих целях от монтажного корпуса к стартовым площад-
площадкам LC-37 и LC-41 были проложены оптико-волоконные ли-
линии связи.
Исторически сложилось так, что сборка ракет семейств
«Атлас» и «Дельта» осуществляется непосредственно на стар-
стартовой площадке (так называемая смешанная или совмещен-
совмещенная схема подготовки). Данный метод, освоенный при эксплу-
эксплуатации боевых ракет, не требует значительных по размерам
сооружений и корпусов.
Однако по мере развития ракет данных семейств (увеличе-
(увеличения их габаритов, количества ступеней и т.п.) расширялась и
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
493
41
Южная., граница
;". Центра" Кеннеди
Северная граница
Станция ВВС
«Мыс Канаверал»
'37 -"-:
Д4
20
19
15
14
13
12
36А
•"- -"-; Южная граница
._-.:: Станции ВВС
Схема космодрома Канаверал:
А — административно-техническая зона станции ВВС «Мыс Кана-
Канаверал», Б— административно-техническая зона Центра Кеннеди,
В — корпус VIB, Г — корпус SMAB, Д — корпус SMARF
А. ШУМИЛИН
их техническая база. В результате число зданий, использовав-
использовавшихся компаниями «Lockheed M&rtin» и «Boeing» для подго-
подготовки своих ракет, достигало нескольких десятков. Новые
модели семейств «Атлас-5» и «Дельта-4» качественно отлича-
отличаются от своих предшественниц. За счет компактного разме-
размещения служб технической позиции предполагается существен-
существенно сократить затраты на предстартовую подготовку.
Поскольку стартовые комплексы старых и новых ракет
«Атлас», «Титан» и «Дельта» отчасти уже описаны в соответ-
соответствующих разделах книги, то ниже приводятся общие сведе-
сведения по пусковым площадкам космодрома Канаверал, а имен-
именно: номер стартовой площадки, применение (в хронологиче-
хронологической последовательности) и современное состояние.
Стартовая зона А (как и три последующие, представляет
собой бетонированную площадку для мобильных пусковых
установок; все четыре зоны располагаются на самой оконеч-
оконечности мыса), крылатая ракета «Матадор». Не применяется.
Стартовая зона В, ракета «Матадор». Не применяется.
Стартовые зоны С и D. Не применяются.
LC-1 и LC-2 — крылатые ракеты «Снарк», «Матадор», вер-
вертолетная площадка для обеспечения программы «Меркурий»,
устройства запуска исследовательских аэростатов. Демонти-
Демонтирована.
LC-3 — ракеты V-2/WAC-Corporal («Бампер» — первый ра-
ракетный запуск с полигона, 1950 г.), «Бомарк», «Матадор», «Хью-
«Хьюго», Х-17 (отработка головных частей МБР), БРПЛ «Поларис»,
медицинская служба по программе «Меркурий», балансировоч-
балансировочная установка для ракет «Тор» и «Дельта», устройства запуска
аэростатов. Демонтирована.
LC-4 — ракета, оперативно-тактическая ракета «Редстоун»,
ракеты «Джасон», «Хьюго», медицинская служба по программе
«Меркурий», балансировочная установка для ракет «Тор» и
«Дельта», устройства запуска аэростатов. Демонтирована.
LC-5 — ракеты «Редстоун» (первые два запуска на субор-
суборбитальные траектории пилотируемых кораблей «Меркурий»,
1961г.), «Юпитер», РН «Юнона-1» A958 г.), «Юнона-2»
A958—1959 гг.), музейная экспозиция с 1964 г.
LC-6— ракета «Юпитер», музейная экспозиция.
LC-7 и LC-8 —не строились.
LC-9— крылатая ракета «Навахо» («Navaho», включая
запуск по проекту Rise для изучения условий полета на ско-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИР. 495
ростях до М=3). Демонтирована в 1960 г. Позднее ее террито-
территория была отведена под комплексы 31 и 32.
LC-10— ракеты «Навахо», «Джасон». Демонтирована в
1960 г. Позднее ее территория была отведена под комплексы
31 и 32.
LC-11 — МБР «Атлас» (запуск спутника «Score» в 1958 г.).
Демонтирована в 1965 г.
LC-12— МБР «Атлас», РН «Атлас-Эйбл», «Атлас-Адже-
на» (запуски КА«Маринер», «Рейнджер»). Демонтирована.
LC-13 — МБР «Атлас», РН «Атлас-Аджена». Не применя-
применяется с 1978 г.
LC-14 — МБР и РН «Атлас» (запуски пилотируемых кораб-
кораблей «Меркурий»), «Атлас-Эйбл», «Атлас-Аджена» (включая
запуски по программе «Джемини»). Демонтирована в 1976 г.
LC-15— МБР «Титан-1», «Титан-2». Демонтирована в
1967 г.
LC-16— боевые ракеты «Титан-1», «Титан-2», «Першинг-
1», «Першинг-1А», «Першинг-2». Установка для статических
испытаний. Не применяется.
LC-17A— БРСД «Тор», РН «Тор-ЭйEл», «Дельта», «Тор-
Эйбл-Стар», «Дельта» (до моделей «Дельта-2»). В эксплуата-
эксплуатации компании «Boeing».
LC-17B — БРСД «Тор» (включая запуски на суборбиталь-
суборбитальные траектории аппаратов «Asset»), РН «Тор-Эйбл-Стар»,
«Дельта», «Дельта-2», «Дельта-3» A998—2000 гг., одновремен-
одновременно площадка использовалась и для запусков предшествующей
модели). В эксплуатации компании «Boeing».
LC-18A— высотная ракета «Викинг», РН «Авангард», ра-
ракета «Малый Голубой Скаут». Демонтирована.
LC-18B — БРСД «Тор», РН «Голубой Скаут», высотная
ракета «Скаут». Демонтирована.
LC-19 — МБР «Титан-1», «Титан-2» (включая запуски пи-
пилотируемых кораблей «Джемини»). Демонтирована.
LC-20 — МБР «Титан-1», РН «Титан-ЗА», высотные раке-
ракеты «Старберд» для отработки систем ПРО A990 г.), «Джауст-
1» для проведения коммерческих экспериментов в условиях
микрогравитации, «Ариес» A991—1993 гг.). Передана органи-
организации «Florida Space Authority» (прежнее название «Florida
Spaceport Authority») в коммерческую эксплуатацию.
LC-21 (наклонная шахта)-— ракеты «Бул Гуз», «Мейс».
Демонтирована.
496 Жшт> А. ШУМИЛИН
LC-22 (наклонная шахта) — ракеты «Бул Гуз», «Матадор»,
« Мейс ». Демонтирована.
LC-23 и LC-24 — предлагались для испытаний БРСД «Юпи-
«Юпитер» морского базирования. Не строились.
LC-25A— БРПЛ «Поларис». Демонтирована.
LC-25B (с элементами корабельного оборудования) — БРПЛ
«Поларис». Демонтирована в 1969 г.
ЬС-25Си LC-25D— БРПЛ «Посейдон», «Трайдент». Не
применяется.
LC-26A— РН «Юнона-1» (запуск первого американского
спутника, 1958 г.), боевые и суборбитальные ракеты «Юпи-
«Юпитер» и «Редстоун», музейная экспозиция.
LC-26B — БРСД «Юпитер», РН «Юнона-2» A959—1961 гг.),
музейная экспозиция.
LC-27 и LC-28 — нб строились.
LC-29A— боевые ракеты «Поларис», «Трайдент», «Чева-
лайн» (Великобритания). Не применяется.
LC-29B — не строилась.
LC-ЗОАи LC-30B— оперативно-тактическая ракета «Пер-
«Першинг». Демонтировайа в 1968 г.
ЬС-31Аи LC-31В (вертикальная шахта)— боевые ракеты
«Минитмен» и «Першинг-1 А». Демонтирована.
LC-32A и LC-32B (вертикальная шахта) — боевые ракеты
«Минитмен» и «Першинг-1А». Демонтирована. В 1987 г. на
территории комплексов 31 и 32 были законсервированы облом-
обломки корабля «Челленджер».
LC-33 — не строилась.
LC-34— РН «Сатурн-1», «Сатурн-IB» (выведение пилоти-
пилотируемого корабля «Аполлон-7»; запуск этого аппарата в 1968 г.
стал последним пилотируемым полетом, осуществленным
NASA с территории станции ВВС «Мыс Канаверал»). Демон-
Демонтирована в 1972 г.
LC-35 — не строилась.
LC-36A— РН «Атлас-Центавр», испытательный стенд для
разгонного блока «Центавр-G» (аннулированный проект), РН
«Атлас-2» A992—2004 гг.).
LC-36B— РН «Атлас-Центавр», «Атлас-1», «Атлас-2»,
«Атлас-3» B000—2005 гг.).
LC-37A— построена для ракет «Сатурн-1». Никогда не
использовалась. Демонтирована в 1972 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <«¦¦? 497
LC-37B— РН «Сатурн-1» и «Сатурн-IB». Демонтирована
в 1972 г. Заново построена для ракет «Дельта-4», в эксплуата-
эксплуатации с 2002 г.
LC-38 — проект универсальной площадки для ракет «Ат-
«Атлас-Центавр» и «Атлас-Аджена». Не строилась.
Стартовые площадки комплекса LC-39 расположены на тер-
территории Центра Кеннеди и эксплуатируются NASA.
LC-39A— РН «Сатурн-5» (лунные экспедиции, выведение
орбитальной станции «Скайлэб»), МТКС «Спейс Шаттл»
(с 1981 г.). В эксплуатации.
LC-39B— РН «Сатурн-5», «Сатурн-IB» (запуски кораблей
«Аполлон» с экипажами станции «Скайлэб», по проекту «Апол-
«Аполлон-Союз»), МТКС «Спейс Шаттл» (с 1986 г.). В эксплуатации.
LC-39C, LC-39D и LC-39DW — предлагались для РН «Са-
«Сатурн-5». Не строились.
LC-40 — РН «Титан-ЗС», «Титан-34Б», «Титан-3», «Ти-
тан-4» A994—2005 гг.).
LC-41 (расположена на площади 1,44 км2, предоставленной
ВВС Центром Кеннеди)— РН «Титан-ЗС», «Титан-ЗЕ», «Ти-
тан-4» A989—1999 гг.). Переоборудована для ракет «Атлас-
5», в эксплуатации с 2002 г.
LC-42 — предлагалась для ракет «Титан-ЗС». Не строилась.
LC-43 — высотные метеорологические ракеты. Не приме-
применяется.
LC-45 — мобильный ракетный комплекс «Роланд». Не при-
применяется.
LC-46 — БРПЛ «Трайдент-2» (первый испытательный за-
запуск состоялся в 1987 г.), РН «Афина» A998—1999 гг.). Экс-
Эксплуатируется на коммерческой основе организацией «Florida
Space Authority» (FSA).
LC-47 — высотные ракеты. Осенью 2003 г. передана ВВС ор-
организации FSA, которая будет продолжать ее эксплуатацию
вместе с учебными организациями.
БАЗА ВАНДЕНБЕРГ.
В отличие от Восточного полигона его западный аналог,
ставший вторым американским космодромом, за свою исто-
историю претерпел существенно больше административно-органи-
административно-организационных трансформаций.
17-1179 Шумилин
498 Ш^> А, ШУМИЛИН
Летом 1957 г. на территории бывшего армейского полиго-
полигона, занимавшего часть тихоокеанского побережья шт. Кали-
Калифорния, была создана база ВВС Кук с задачами подготовки
средств для последующих испытаний баллистических ракет.
Год спустя база под названием Ванденберг вошла в состав но-
нового Тихоокеанского ракетного полигона.
Однако, несмотря на доминирующую роль ВВС в реализа-
реализации ракетных программ, этот полигон находился в юрисдик-
юрисдикции ВМС. Кроме того, к военно-морскому ведомству отошла
южная часть базы Ванденберг с общим названием Пойнт-Ар-
гуэльо. В этом районе было построено несколько стартовых
комплексов для ракет-носителей. Поэтому до середины 1960-х
годов в качестве места запуска указывалось Пойнт-Аргуэльо.
Фактически на западном побережье и прилегающей аква-
акватории Тихого океана было образовано три отдельных полиго-
полигона: средства баз Ванденберг и Пойнт-Аргуэльо предназнача-
предназначались для испытаний БРСД И МБР, а также для запусков кос-
космических аппаратов; военно-морской полигон Пойнт-Мугу
использовался для стартов оперативно-тактических ракет, а
армейский полигон, расположенный на атолле Кваджалейн,
занимался отработкой систем противоракетной обороны.
В декабре 1958 г. с территории базы Ванденберг был про-
произведен первый запуск БРСД «Тор», а через два с небольшим
месяца — 28 февраля 1959 г. состоялся первый старт РН «Тор-
Аджена», выведшей в космос разведывательный спутник «Дис-
каверер-1».
После проведенной в 1964 г. реорганизации администра-
административные структуры приобрели современные формы: база Ван-
Ванденберг вместе с возвращенной ВВС зоной Пойнт-Аргуэльо ста-
стала основным элементом Западного испытательного полигона,
база ВМС Пойнт-Мугу образовала Тихоокеанский ракетный
полигон, а полигон Кваджалейн, недавно переименованный в
Испытательный полигон систем ПРО им. Р. Рейгана, остался
самостоятельной структурой в ведении Армии.
В настоящее время база ВВС Ванденберг с усредненными
координатами 35° с.ш. и 121° з.д. занимает на материковой
части площадь 400 км2. Задачи обеспечения полигона возло-
возложены на 30-е Космическое крыло 14-й Воздушной армии Кос-
Космического командования ВВС.
Контрольно-тренировочные стрельбы боевыми ракетами,
которые до сих пор располагаются на базе, проводятся в ос-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
499
VANQENBERG AIR FORCE BASE
Карта базы ВВС Ванденберг
500 ЯВ» А. ШУМИЛИН
новном в юго-западном направлении к атоллам Кваджалейн и
Кантон. Общая протяженность оборудованной трассы дости-
достигает 10 тыс. км.
Запуски РН осуществляются в южном направлении. Бла-
Благодаря географическому положению базы вся трасса их поле-
полета проходит над безлюдными районами Тихого океана. Опре-
Определенный азимутами 170 и 301° сектор пусков позволяет вы-
выводить спутники на орбиты с наклонением от 82° до 125°.
За прошедшие десятилетия на базе Ванденберг было со-
сооружено свыше 50 пусковых площадок для различных боевых
систем и РН. Их список представлен ниже. Данные приводят-
приводятся в следующей последовательности: номер стартового комп-
комплекса (предшествующее обозначение), тип комплекса, приме-
применение, состояние.
Перечень, составленный в основном по источнику 1978 г.,
неполон. В частности, по естественным причинам в нем отсут-
отсутствуют данные о боевых позициях МБР М-Х, развернутых в
северной части базы (в то же время следует отметить, что в
ряде случаев под эти ударные системы переоборудовались шах-
шахты ракет «Минитмен»). При дополнительных комментариях
к фактам поздних времен указана дата.
395-А LE-1, 395-A LE-2 и 395-А LE-3 — вертикальные шах-
шахты с подъемом изделия на поверхность, МБР «Титан-1», де-
демонтированы.
395-В, вертикальная шахта, МБР «Титан-2», демонтирована.
395-С и 395-D — вертикальные шахты, «Титан-2», не при-
применяются.
576-С, заглубленный ангар, МБР «Атлас-Е», демонтирована.
576-D, вертикальная шахта с подъемом изделия на поверх-
поверхность, МБР «Атлас-F», демонтирована.
576-Е, вертикальная шахта с подъемом изделия на поверх-
поверхность, «Атлас-F», демонтирована. С 1994 г. с бетонной пло-
площадки комплекса производятся запуски ракет-носителей «Та-
урус».
576-F (OSTF-1), заглубленный ангар, МБР «Атлас-Е», ком-
комплекс ПРО «Найк-Х», демонтирована.
576-G (OSTF-2), вертикальная шахта с подъемом изделия
на поверхность, «Атлас-F», демонтирована.
4300 С, ракеты «Скаут», «Малый Голубой Скаут», экспе-
экспериментальный запуск ракеты «Скаут» с СПВРД, демонтдро-
вана.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <~ВШ- 5 01
ABRES В-1 E76 В-1), заглубленный ангар, МБР «Атлас-D»
(суборбитальные запуски по программе ABRES с задачами от-
отработки новых типов носовых конусов), демонтирована.
ABRES В-2 E76 В-2), заглубленный ангар, «Атлас-D», «Ат-
лас-ABRES», демонтирована.
ABRES B-3E76B-3), заглубленный ангар, «Атлас-D», де-
демонтирована.
BMRS А-1 E76 А-1, 4300 А-1, ABRES A-1), МБР «Атлас-D»,
РН «Атлас-Г-Бернер-2», ракеты «Атлас-Е», «Атлас-F», демон-
демонтирована.
BMRS А-2E76А-2, 4300 А-2, ABRES A-2), МБР «Атлас-
D», «Атлас-ABRES», РН «Атлас-F», демонтирована.
BMRS А-3E76А-3, 4300 А-3, ABRES А-3), МБР «Атлас-
D», «Атлас-Е», «Атлас-F», неудачный запуск высотной раке-
ракеты на гибридном топливе A989 г.), законсервирована.
Bomarc-1 и Bomarc-2, зенитные ракетные комплексы «Бо-
марк-А» и «Бомарк-В», не применяются.
LE-8 G5—2—8), БРСД «Тор», демонтирована. В конце
1950-х годов этот комплекс, как и две расположенные пло-
площадки SLC-10E и SLC-10W, были переданы в эксплуатацию
Королевским ВВС Великобритании для тренировки стартовых
команд этих боевых ракет.
LF 00—02 C94 А-1), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-2», «Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—03 C94 А-2), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», не используется.
LF 00—04 C94 А-3), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», «Минитмен-2», «Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—05 C94 А-4), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», «Минитмен-2», «Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—06C94А-5), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», не применяется.
LF 00—07 C94 А-6), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», «.Минитмен-2», «Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—08 C94 А-7), вертикальная шахта, МБР «Минит-
мен-1», «Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—09, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-1», «Ми-
«Минитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—21, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-2», «Ми-
«Минитмен-3», испытательные запуски перехватчиков систем
ПРО B001 г.), в эксплуатации.
А. ШУМИЛИН
LF 00—22, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-2», «Ми-
нитмен-3», в эксплуатации.
LF 00—23, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-2», «Ми-
нитмен-3 », демонтирована.
LF 00—24, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-2», де-
демонтирована.
LF 00—25, вертикальная шахта, МБР «Минйтмен-2», не
применяется.
LF 00—26, вертикальная шахта, МБР «Минитмен-2», «Ми-
нитмен-3», в эксплуатации.
OSTF, вертикальная шахта с подъемом изделия на поверх-
поверхность, МБР «Титан-1», разрушена при взрыве ракеты в декаб-
декабре 1960 г., не восстанавливалась.
PALC-B, высотная ракета «Кива-Хопи», демонтирована.
PLC-A (PALC-A), высотные ракеты «Голубой Скаут»,
«Найк-Джавелин», «Супер Локи», «Малый Голуббй Скаут»,
демонтирована.
PLC-C (PALC-C), высотные ракеты «Найк-Аэроби», «Пай-
ют-Томагавк», «Ют-Томагавк», не применяется.
SLC-1E G5—3—5), РН «Тор-Аджена», демонтирована.
SLC-1W G5—3—4), РН «Тор-Аджена» (запуск первого КА с
полигона), демонтирована.
SLC-2E G5—1—1), БРСД «Тор», РН «Тор-Эйбл-Стар», «Тор-
Аджена», «Дельта», демонтирована.
SLC-2W G5-1—2), БРСД «Тор», РН «Тор-Эйбл-Стар»,
«Тор-Аджена», «Дельта», «Дельта-2» (с 1995 г.), в эксплуа-
эксплуатации.
SLC-3E (PALC-1—2), МБР «Атлас» (включая суборбиталь-
суборбитальные запуски аппаратов Х-23А), РН «Атлас-Аджена», «Атлас-
Бернер», «Атлас-F», «Атлас-Е», «Атлас-Н» A983—1987гг.),
«Атлас-2АБ» A999—2003 гг.), модернизируется для ракет «Ат-
лас-5». Переоборудование площадки для трех осуществленных
стартов модели «Атлас-2АБ» обошлось в 300 млн долл., для ра-
ракет семейства «Атлас-5» составит около 200млн долл. Входе
последних работ, начавшихся в 2004 г., предполагается нарас-
нарастить башню обслуживания (с 73 до 82 м), расширить площадки
обслуживания в зоне обтекателя, который будет больших раз-
размеров, и обновить оборудование центра управления запусками.
SLC-3W (PALC-1—1), РН «Атлас-Аджена», «Тор-Аджена»,
«Атлас-Аджена», «Атлас-F», «Атлас-Е» A980—1995 гг.).
В 2004 г. модернизирована компанией «SpaceX» для запусков
ракет Falcon.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
SLC-4E (PALC-2—4), РН «Атлас-Аджена», «Титан-ЗБ», Ти-
тан-34Б» A983—1988 гг.), «Титан-4» (с 1991 г.), в эксплуатации.
SLC-4W (PALC-2—3), РН «Атлас-Аджена», «Титан-ЗВ»,
Титан-34В», «Титан-2» A988—2003 гг.); законсервирована.
SLC-5 (PALC-P), РН «Голубой Скаут», «Скаут» A962—
1994 гг.), не применяется.
SLC-6 — строительство данной стартовой площадки нача-
началось в середине 1960-х годов для проведения запусков тяже-
тяжелой ракеты «Титан-ЗМ» с орбитальной станцией MOL (Manned
Orbiting Laboratory). Однако в 1969 г. после закрытия обоих
проектов (и РН, и станции) практически готовый стартовый
комплекс был законсервирован. В 1975 г. было принято реше-
решение переоборудовать площадку для запусков МТКС «Спейс
Шаттл» (использование уже имевшихся сооружений обещало
экономию в 100 млн долл.). Возведение нового комплекса со-
сопровождалось серьезными проблемами, что было связано, во-
первых, с выбором иной схемой сборки МТКС (непосредствен-
(непосредственно на стартовой площадке), и, во-вторых, с тем, что его про-
проектированием занимались ВВС, а не NASA. В результате, не
учтя многие рекомендации последнего агентства, военное ве-
ведомство было вынуждено уже после начала строительства су-
существенно пересмотреть проект комплекса. Тем не менее пер-
первый старт МТКС с базы Ванденберг был намечен на лето 1986 г.
Однако взрыв «Челленджера» перечеркнул и эти планы. Под-
Поддержание стартового комплекса в эксплуатационном состоя-
состоянии в течение длительного простоя МТКС требовало значитель-
значительных средств (свыше 200 млн долл. в год). Подобные затраты
не были одобрены Конгрессом, и обновленный комплекс сто-
стоимостью 3,2 млрд долл. вновь был законсервирован.
Эксплуатация комплекса SLC-6 началась в 1995 г. с запус-
запуска РН «Афина-1». На площадке эта ракета монтировалась на
опорном устройстве правого ускорителя МТКС. К 2000 г. было
произведено еще три запуска ракет данного семейства, после
чего комплекс был передан компании «Boeing» для подготов-
подготовки к запускам ракет «Дельта-4».
SLC-10E G5—2—7, LE-7), БРСД «Тор», музейная экспозиция.
SLC-10W G5—2—6, 4300 В-6, LE-6), БРСД «Тор», РН «Тор-
Аджена», «Тор-Бернер», не применяется с 1980 г., музейная
экспозиция.
SLTF, вертикальная шахта, МБР «Титан-1», «Титан-2»,
демонтирована.
504 4ИЬ» А. ШУМИЛИН
SLF (Spaceport Launch Facility), коммерческий стартовый
комплекс фирмы SSI для РН легкого класса. Первый старт
состоялся в 2000 г. (ракета «Минотавр»).
ОСТРОВ УОЛЛОПС.
Статус космодрома опытная станция Уоллопс прибрела в
начале 1961 г. после успешного запуска ракеты «Скаут» с на-
научным спутником «Эксшюрер-9».
История третьего американского космодрома берет свое на-
начало с Исследовательской станции по изучению беспилотных ле-
летательных аппаратов, основанной в 1945 г. предшественником
NASA— Национальным консультативным комитетом по аэро-
аэронавтике NACA. Для нового подразделения была отведена терри-
территория бывшей авиабазы ВМС на острове Уоллопс, находящегося
у побережья шт. Виргиния (координаты 37,7° с.ш., 75,5° з.д.).
В период становления основными задачами станции было
изучение условий полета на трансзвуковых и низких сверх-
сверхзвуковых скоростях. Для проведения натурных эксперимен-
экспериментов сначала применялись модифицированные боевые ракеты
(первый запуск был проведен уже в год основания станции),
затем были построены аэродинамические трубы, технические
и испытательные сооружения.
В некоторой степени уникальной можно назвать действу-
действующую в настоящее время на станции Уоллопс балансировоч-
балансировочную установку SBF (Spin Balance Facility), позволяющую вы-
выполнять испытания в вертикальном и горизонтальном поло-
положениях изделий массой до 13,6 т. Помимо ступеней высотных
ракет на стенде проводится оценка многих КАи их разгон-
разгонных блоков, готовящихся к запуску с других космодромов.
Ежегодная пропускная способность установки определяется в
среднем 32 ракетными блоками и 6 спутниками.
В 1986 г. NASA развернуло на территории полигона конт-
контрольно-измерительный комплекс для слежения и управления
полетом КА. Несколько РЛС с диаметром антенн 2,4—26 м обес-
обеспечивают прием и высокоскоростную передачу поступающей с
объектов информации непосредственно их владельцам. Техни-
Технические возможности комплекса позволяют проводить траектор-
ные измерения объектов, находящихся на удалении 60 тыс. км,
с точностью ±3 м по дальности и до 9 см/с по скорости.
Тем не менее эксплуатация высотных ракет стала визит-
визитной карточкой космодрома Уоллопс. За годы существования с
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯВ. 5 0 5
территории станции было произведено свыше 15 тыс. запус-
запусков ракет различных типов; в последнее время производится
около 30 стартов в год. Используемые на полигоне ракеты от-
отличаются разнообразием и форм (вплоть до семиступенчатых
моделей), и характеристик (самой мощной следует считать
ракету «Скаут», применявшуюся также для запусков грузов
на суборбитальные траектории). Многочисленная номенклатура
ракет обеспечивается комбинированием различных ракетных
блоков, зачастую созданных по военным программам: «Найк»,
«Сержант», «Терьер», «Орион», «Аэроби» и других.
Благодаря широким техническим возможностям станции
Уоллопс ее специалисты стали активными участниками пер-
первых космических проектов. Так, например, в 1959—1964 гг.
при запусках с полигона высотных ракет отрабатывалась тех-
техника развертывания надувных спутников-ретрансляторов се-
серии «Эхо», испытывались отдельные приборы орбитальных об-
обсерваторий ОАО, теплозащита кораблей «Аполлон», изучалось
поведение жидкостей в условиях микрогравитации и т.д. Важ-
Важную роль станция сыграла и в подготовке пилотируемых по-
полетов. С помощью ракетного блока «Литтл Джо» на полигоне
проводились испытания корабля «Меркурий», в ряде случаев
с подопытными обезьянами на борту.
Станция Уоллопс, организационно входящая в состав Цен-
Центра Годдарда, занимает площадь 25 км2, включая материковую
часть, где находятся административные службы полигона. Стар-
Стартовые площадки высотных ракет и РН расположены вдоль ост-
островного побережья, протянувшегося в северо-восточном направ-
направлении. Географическое положение космодрома позволяет при
запусках КА формировать орбиты с наклонением от 38° до 60°.
Стартовый комплекс 1 (на полигоне используется термин
«пусковая зона») предназначается для высотных ракет тяже-
тяжелого класса, в том числе жидкостных семейства «Аэроби».
Зона 2 универсального применения (первый ракетный за-
запуск 1945 г.), наиболее активно эксплуатируемый комплекс.
Зона 3 для ракет «Скаут» (не применяется с 1985 г.). Ко-
Командный бункер комплекса используется для обеспечения за-
запусков со всех площадок космодрома.
Зона 4 для особых проектов.
Зона 5 универсального применения.
В качестве космодрома станция Уоллопс использовалась для
запусков трех транспортных систем: «Скаут», «Конестога» и
А. ШУМИЛИН
«Пегас». Несмотря на неудачное завершение, проект создания
РН «Конестога» стал весьма знаменательной вехой для аэро-
аэрокосмической промышленности. Для проведения запуска сво-
своей ракеты компания «EER Systems» построила стартовую пло-
площадку на собственные средства (единственный и неудачный
запуск ракеты с этого первого в США частновладельческого
комплекса был произведен осенью 1995 г.).
Государственная поддержка неправительственных иници-
инициатив в области космоса позволила построить на острове Уол-
лопс второй коммерческий стартовый комплекс. Инициатора-
Инициаторами этого проекта стоимостью 7,5 млн долл. стали администра-
администрация и ряд финансово-инвестиционных организаций
шт. Виргиния. Учрежденный ими Космический центр шт. Вир-
Виргиния — VSFC (Virginia Space Flight Center) за пять лет работ
A995—1999) подготовил к эксплуатации пусковую площадку
для РН среднего класса, использующих на первой ступени
РДТТ «Кастор-120».
Новая стартовая площадка, как и предыдущая, построена
в юго-западной части острова Уоллопс на территории «нуле-
«нулевой зоны», откуда раньше производились запуски таких ра-
ракет, как «Джавелин», «Астроби», «Трейлблейзер». Однако в
связи с сокращением грузопотока в космос до сих пор ни од-
одного полета с нового комплекса произведено не было.
Поэтому основные усилия Центра VSFC и ее промышлен-
промышленного подрядчика — компании «DynSpace» сосредоточены на
текущей эксплуатации и модернизации технических средств
космодрома. В рамках заключенного с NASA контракта сто-
стоимостью 10 млн долл. эти организации занимаются строитель-
строительством новых сооружений для предстартовой подготовки перс-
перспективных жидкостных ракет и КА.
МОДЕРНИЗАЦИЯ ПОЛИГОНОВ
В отличие от ТКС, являющихся воплощением самых пос-
последних технических достижений, развитие служб и средств
космодромов идет более медленными темпами. Многообразие
задач, универсальность применения и достаточно интенсивная
эксплуатация не позволяют постоянно вести активные строи-
строительные работы на стартовых и технических позициях.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШ^ 5 0 7
Тем не менее в ходе планомерных, выполненных за после-
последнее десятилетие мероприятий многие наземные комплексы и
системы американских космодромов поменяли свою «начин-
«начинку». Основное внимание при проведении модернизации уде-
уделяется повышению эффективности средств управления, свя-
связи, безопасности, метеорологического обеспечения и прочему.
Строительство новых пусковых сооружений становится экст-
экстраординарным событием — заново возведенная на м. Канаве-
Канаверал площадка LC-37 стала первым за последние 30 лет старто-
стартовым комплексом, построенным с нулевого цикла для ракет
среднего и тяжелого класса.
К работам по модернизации Восточного и Западного поли-
полигонов ВВС приступили в начале 1990-х годов, что было вызва-
вызвано крайней изношенностью сооружений, оборудования и ком-
коммуникаций, большинство из которых находились в эксплуа-
эксплуатации несколько десятилетий. В ходе реализации долгосрочной
программы «Автоматизация и стандартизация систем полиго-
полигонов», стоимость которой оценивается примерно в 2 млрд долл.,
затраты на эксплуатацию и обслуживание средств космодро-
космодромов после 2006 г. планируется сократить на 20%.
В начале 2000-х годов общие затраты военного ведомства
на эксплуатацию обоих полигонов оценивались в 600—650 млн
долл. в год. Соответствующие расходы NASA на обеспечение
своих служб в Центре Кеннеди составляли около 1 млрд долл.
Модернизация полигонов ведется по различным направле-
направлениям:
— стартовые комплексы ракет (считается, что большая
часть предполетной подготовки ракет должна выполняться на
технической позиции при максимальной степени автоматиза-
автоматизации операций. Технологическое оборудование, средства сбор-
сборки и обслуживания должны быть общими для всех ракет од-
одного класса);
— вычислительные средства и контрольно-измерительный
комплекс (ставится задача сокращения времени подготовки
всех наземных средств к новому старту с 2—4 дней до 4—
12 ч. В целях снижения затрат на эксплуатацию многочис-
многочисленных станций слежения, расположенных вдоль трасс за-
запусков транспортных систем, предлагается шире использо-
использовать космические средства. В частности, применение в составе
РН приемников навигационной системы GPS и передача те-
телеметрической информации через ретрансляционные спутни-
А. ШУМИЛИН
ки позволит не только расширить зону действия контрольно-
измерительного комплекса, но и существенно упростить его
наземный сегмент);
— средства связи (создается общая коммуникационная сеть,
обеспечивающая передачу информации в любом виде. При этом
предпочтение отдается спутниковым системам связи. Так, на-,
пример, летом 1999 г- основные комплексы и сооружения Во-
Восточного полигона, в том числе станции слежения на остро-
островах Антигуа и Вознесения, были переведены на использова-
использование только средств космической радиосвязи);
— безопасность полигона (предусматривается использова-
использование нескольких частот в системах аварийного подрыва ракет,
что снизит вероятность возникновения помех в эфире при ин-
интенсивном радиообмене на этапе предпусковой подготовки и
во время полета изделия);
— метеорологическое обеспечение (улучшается работа ме-
метеослужб в части увеличения числа регистрируемых парамет-
параметров состояния погоды у поверхности Земли и в верхних слоях
атмосферы, классификации и описания неблагоприятных фак-
факторов, повышения степени автоматизации процесса сбора и
обработки метеоданных, моделирования погодных условий.
В 1998 г. на основе выполненного комплексного исследования
метеорологической обстановки на всех основных полигонах и
изучения различных атмосферных явлений ВВС совместно с
NASA утвердили новые, более мягкие нормы по метеоуслови-
метеоусловиям при подготовке и проведении стартов, что позволило при-
примерно на 25% сократить задержки и, следовательно, затраты
на обеспечение запусков ТКС);
— вспомогательные системы (большая часть агрегатов си-
систем электро— и водоснабжения, транспортных средств,
подъездных путей, созданных в конце 1950-х годов, физичес-
физически и морально устарела, поэтому проводится качественное об-
обновление элементов этих обслуживающих систем);
— обеспечение коммерческих запусков (согласно действу-
действующим законам, ВВС имеют право взимать с частных компа-
компаний лишь прямые затраты на проведение старта коммерче-
коммерческой ракеты (в зависимости от класса системы эти выплаты
составляют 0,5—1,5 млн долл.). Расходы, связанные с обслу-
обслуживанием стартовых комплексов, их амортизацией и общей
модернизацией полигонов, покрываются из фондов ВВС. Од-
Однако соответствующие статьи военного бюджета формируют-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ¦ИГ. 509
ся только исходя из количества стартов по правительствен-
правительственным программам. Поэтому при увеличении числа коммерче-
коммерческих запусков неизбежен дефицит средств. В частности, в
2000 ф.г. стоимость текущей эксплуатации полигонов соста-
составила 573 млн долл., реально же ВВС располагали лишь
492 млн долл. В связи с этим наиболее эффективным реше-
решением проблемы военным специалистам представляется уве-
увеличение расценок на обеспечение стартов коммерческих ра-
ракет. Несмотря на то что подобные меры могут ухудшить по-
положение американских компаний на международном рынке,
предлагается установить целевой сбор на модернизацию по-
полигонов).
В качестве компромиссного варианта сокращения затрат на
обслуживание стартовых комплексов, причем не требующего
внесения серьезных изменений в законодательную базу, счи-
считается их передача в долгосрочную аренду частным компани-
компаниям. Подобный подход был успешно реализован в рамках про-
программы EELV, когда корпорации «Boeing» и «Lockheed
Martin», получив в распоряжение пусковые площадки, прове-
провели их дорогостоящую модернизацию на собственные средства.
К недостаткам такой схемы взаимодействия с коммерческими
организациями следует отнести незначительные финансовые
возможности малых фирм, занимающихся эксплуатацией ра-
ракет легкого класса.
Одним из возможных способов снижения затрат на эксп-
эксплуатацию технических средств полигонов считается предостав-
предоставление участвующим в их обслуживании сторонним организа-
организациям большего доверия и самостоятельности, в том числе и в
выборе субподрядчиков. Так, например, некоторое время на-
назад для выполнения текущих работ на Восточном полигоне
ВВС заключали с различными фирмами до 40 отдельных кон-
контрактов. В 1996 г. было принято решение объединить многие
виды работ и подписывать с подрядчиками всего пять круп-
крупных контрактов:
1. BSC (Base Support Contract): контракт на обслуживание
базы. Он предполагает выполнение таких работ, как проекти-
проектирование сооружений, прокладка дорог, линий электропитания,
подачи воды, газа, проведение аварийно-спасательных и взрыв-
взрывных работ, мероприятий по пожаробезопасности, покраску тех-
техники и зданий, поставку автотранспортных и подъемных
средств, обеспечение безопасности базы, коммунальных услуг
А. ШУМИЛИН
в служебных помещениях и жилом комплексе, выпуск спра-
справочников, карт и прочей документации, финансовый и бух-
бухгалтерский учет.
2. LOSC (Launch Operations and Support Contract): контракт
на обеспечение запусков ТКС и боевых изделий: проектно-кон-
структорские работы по зданиям и сооружениям, погрузка и
транспортировка изделий, операции с взрывчатыми вещества-
веществами, контрольно-диспетчерские функции, хранение компонен-
компонентов топлива, аэродромное обслуживание.
3. RSC (Range Support Contract): контракт на обеспечение
служб полигона: эксплуатация и обслуживание радиолокаци-
радиолокационных средств, систем аварийного прекращения полета изде-
изделий, связи с ними, обработки и отображения информации, те-
телеметрии. В рамках этого контракта соответствующие работы
выполняются на о. Вознесения и Антигуа.
4. CSC (Communications Support Contract): контракт на обес-
обеспечение связи: развертывание и эксплуатация систем связи,
компьютерного центра, обслуживание телевизионных, радио
и телефонных линий, отладка программных средств.
5. ESC (Environmental Support Contract): контракт по эко-
экологическому контролю: очистка территорий от вредных ве-
веществ, контроль за чистотой атмосферы, проведение экологи-
экологических исследований.
За счет подобных изменений в схеме взаимодействия со
сторонними организациями ВВС планируют добиться 10—30% -
ного сокращения затрат на обслуживание и эксплуатацию тех-
технических средств Восточного полигона.
Практика снижения числа подрядчиков оправдала себя
в полной мере, поскольку в 1998 г. задачи обслуживания
Центра Кеннеди, базы ВВС Патрик и станции ВВС «Мыс Ка-
Канаверал» были переданы одной фирме «Space Gateway
Support». С этой фирмой, которая является совместным пред-
предприятием нескольких организаций во главе с корпорацией
«Northrop Grumman», NASA и ВВС заключили единый кон-
контракт Joint Base Operations Support Contract (J-BOSC),
предусматривающий инженерное и административно-инфор-
административно-информационное обеспечение технических проектов, реализуемых
на полигоне, охрана, пожарная безопасность, материально-
техническое снабжение, медицинские услуги, экологический
контроль и прочее (ранее для проведения этих работ оформ-
оформлялось около 20 контрактов). Срок действия соглашения был
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^ИС- 511
#
определен пятью годами с возможным его продлением еще
на такой же период. При выполнении этого условия сто-
стоимость контракта составит 2,2 млрд долл. За счет проведе-
проведения в подразделениях ВВС и NASA типовых работ одной
организацией штат обслуживающего персонала полигона был
сокращен на 30%.
В качестве примера деятельности фирмы «Space Gateway
Support» можно привести строительство и эксплуатацию под-
подземного трубопровода снабжения гелием стартовых комплек-
комплексов станции ВВС «Мыс Канаверал». Эта магистраль длиной 14 км
была проведена от основного хранилища, расположенного в
Центре Кеннеди, до пусковой площадки LC-37 ракет «Дельта-
4». Для заправки РН «Атлас-3» и «Титан-4», требующих зна-
значительно меньшего количества гелия, данный компонент под-
подвозится в автомобильных цистернах. Тем не менее специалис-
специалисты изучают возможности прокладки к стартовым позициям этих
ракет ответвлений от проложенной магистрали. Кроме того,
новый трубопровод может также применяться в качестве за-
запасного резервуара компонента для экстренного снабжения со-
сооружений как станции ВВС, так и Центра Кеннеди.
Начиная с 2001 г. ВВС централизовано проводят обслужи-
обслуживание своих стартовых комплексов, расположенных на Вос-
Восточном и Западном полигонах. Единым контрактом SRSC
(Spacelift Range System Contract) предусматриваются работы
по инженерно-техническому обеспечению и снабжению, обоих
космодромов, а также ряда станций слежения контрольно-из-
контрольно-измерительного комплекса. Головным исполнителем этих работ,
стоимость которых в течение ближайших десяти лет может
достичь 1,3 млрд долл., была определена корпорация ITT.
Параллельно с оптимизацией работ по обслуживанию ком-
коммерческими организациями Восточного полигона проводят-
проводятся мероприятия по слиянию административно-технических
подразделений ВВС и Центра Кеннеди, выполняющих при
подготовке и проведении стартов различных ТКС одинаковые
функции. За счет сокращения численности управленческого
аппарата этих ведомств предполагается существенно повы-
повысить эффективность эксплуатации всего наземного комплек-
комплекса. Конечной же целью таких реорганизаций является созда-
создание единой административной структуры, получившей назва-
название «Космодром "Мыс Канаверал"» CCS (Cape Canaveral
Spaceport).
Д. ШУМИЛИН
ГЛАВА 9
КОММЕРЧЕСКИЕ КОСМОДРОМЫ
Серьезной проблемой в отношениях между ВВС и частны-
частными компаниями, эксплуатирующими ТКС, являются задерж-
задержки стартов ракет с коммерческими спутниками при необходи-
необходимости выведения высокоприоритетных грузов по правитель-
правительственным программам. Частные владельцы даже за
20—30%-ное снижение стоимости запусков своих аппаратов
не соглашаются на отсрочки. Подобные обстоятельства стали
одной из причин неудач американских компаний на между-
международном рынке средств выведения.
Наиболее предпочтительным решением проблемы являет-
является создание коммерческих космодромов. Первой организаци-
организацией, разработавшей собственный стартовый комплекс, стала
компания «EER Systems». На гражданском полигоне Уоллопс
с относительно низкой интенсивностью эксплуатации ею была
построена пусковая площадка для ракет «Конестога». В каче-
качестве другого примера можно назвать создание в рамках меж-
международного проекта «Sea Launch» морского стартового комп-
комплекса ракет «Зенит».
Однако в большинстве случаев коммерческие организации
предпочитают развертывать необходимую для обеспечения за-
запусков ракет инфраструктуру на территории действующих
полигонов, проводя модернизацию предоставленных им в арен-
аренду сооружений и корпусов.
Организация «Florida Space Authority» (FSA), основанная
в 1989г. под названием «Florida Spaceport Authority», зани-
занимается вопросами коммерческого использования технических
средств полигона на м. Канаверал.
Центр Western Commercial Space Center (WCSC) вместе со
своим коммерческим подрядчиком— фирмой «California
Commercial Spaceport» (CCS) создал частновладельческий кос-
космодром на базе Ванденберг.
Космический центр шт. Виргиния VSFC (Virginia Space
Flight Center), располагающий двумя коммерческими площад-
площадками на о. Уоллопс, готов к проведению запусков РН легкого
и среднего классов.
Четвертой организацией, получившей от Управления FAA
лицензию на создание коммерческого космодрома, стала кор-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
порация «Alaska Aerospace Development Corp» (AADC). На ос-
острове Кадьяк (шт. Аляска), ставшим четвертым американским
космодромом, ею развернута инфраструктура для запуска вы-
высотных ракет и ракет-носителей.
Управление коммерциализации космоса шт. Нью-Мекси-
Нью-Мексико NMOSC (New Mexico Office of Space Commercialization) пред-
предполагает создать на территории армейского полигона Уайт-
Сэндз техническую базу для запусков и послеполетного обслу-
обслуживания перспективных транспортных систем.
Названные организации находятся на различных стадиях
реализации своих проектов, отличающихся друг от друга как
по объему работ, так и по требуемым капиталовложениям.
Основные свои задачи на ближайшее время они видят в при-
привлечении к своей деятельности внимания государственных
структур с целью получения федеральных субсидий. Наиболь-
Наибольших успехов в этом добились организации FSA и WCSC.
В создании коммерческого космодрома на м. Канаверал были
заинтересованы многие правительственные ведомства. Занимаю-
Занимающаяся этим проектом организация FSA получила от админист-
администрации штата Флорида около 15 млн долл. Финансовую поддерж-
поддержку проекту также оказали NASA, ВВС и некоторые промышлен-
промышленные компании. Основными элементами космодрома стали
переоборудованные стартовые комплексы ЬС-20и LC-46, ранее
использовавшиеся для запусков боевых ракет. На последнем ком-
комплексе была создана передвижная башня обслуживания, а так-
также пусковая площадка, предназначенная в основном для ракет,
использующих на первых ступенях РДТТ «Кастор-120».
В январе 1998 г. компания FSA провела свой первый кос-
космический запуск — с площадки LC-46 стартовала ракета «Афи-
на-2»; второй такой старт состоялся год спустя. Одновремен-
Одновременно с этим производились запуски высотных ракет.
Модернизацию стартового комплекса LC-20 организация
FSA завершила в конце 1999 г. В соответствии с исходным
проектом, для обеспечения оперативного запуска ракет раз-
различных типов в его составе должны использоваться четыре
стартовые площадки — три для запусков высотных ракет и
одна для РН легкого класса.
В связи со спадом потребностей в выведении малых спут-
спутников компания FSA расширяет сферу деятельности на поли-
полигоне, предоставляя финансовые кредиты или оказывая посред-
посреднические услуги. Так, например, для модернизации стартово-
S14
А. ШУМИЛИН
го комплекса LC-41 ракет «Ат-
лас-5» организация выделила
300 млн долл. Получив в об-
обмен за инвестиции права юри-
юридической собственности на эту
пусковую площадку организа-
организация FSA сдает ее теперь в
аренду компании «Lockheed
Martin».
Для создания коммерче-
коммерческой пусковой площадки SLF
(Spaceport Launch Facility) на
базе Ванденберг ВВС передали
центру WCSC в аренду сроком
на 25 лет законсервированный
корпус предстартовой подго-
подготовки полезного груза
МТКС «Спейс Шаттл» и приле-
прилегающую к нему территорию
площадью 0,1км2. В соответ-
соответствии с условиями договора
стоимость арендной платы
организации WCSC составит
70 тыс. долл. в год, кроме того,
она также будет ежемесячно
перечислять ВВС 10 тыс. долл.
за эксплуатационные издерж-
издержки и услуги вспомогательных технических служб базы.
На предоставленном участке организация WCSC разверну-
развернула основные сооружения для запусков РН легкого и среднего
классов грузоподъемностью 0,14—2,2 т при выведении объек-
объектов на полярные орбиты. В состав технической и стартовой
позиций нового космического центра включены два монтаж -
но-испытательных корпуса, здание вспомогательных служб, две
мобильные пусковые платформы и одна стартовая площадка.
В корпусе подготовки полезного груза МТКС, получившем но-
новое название Integrated Processing Facility (IPF), выполняется
сборка и предполетное обслуживание основных элементов РН
и полезного груза, там же оборудован центр управления за-
запусками. По первоначальной смете общие затраты на созда-
создание космодрома оценивались в 20—25 млн долл.
Подготовка к первому коммер-
коммерческому запуску с площадки
LC-46 — на пусковом устройстве
ракета «Афина-2»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Для непосредственной реализации проекта организация
WCSC, компания CCS и поддерживающая проект корпорация
ITT Federal Services образовали совместное предприятие
«Spaceport Systems International» (SSI). Строительство основ-
основных сооружений космодрома, длившееся около четырех лет,
было завершено в мае 1999 г.
Первый космический запуск с нового стартового комплек-
комплекса был осуществлен в январе 2000 г. — с помощью ракеты
«Минотавр» в космос было выведено несколько военных спут-
спутников. Второй старт этой же ракеты состоялся спустя полго-
полгода. В целом технические сооружения космодрома рассчитаны
на проведение 24 стартов в год.
Полная загрузка космодрома в ближайшее время не пред-
представляется возможной. Поэтому, как и организация FSA, фир-
фирма SSI переориентирует свою деятельность. Теперь основные
доходы компании связаны с предстартовой подготовкой пра-
правительственных КА, в первую очередь NASA и управления
NRO, с которыми подписаны долгосрочные контракты.
Основным конкурентом фирмы SSI по обеспечению запусков
спутников на полярные орбиты является корпорация AADC, по-
построившая стартовый комплекс на Аляске. При всей отдаленно-
отдаленности острова Кадьяк от промышленных центров на нем имеется
вся необходимая инфраструктура для приема различных грузов,
доставляемых как воздушным, так и морским транспортом. Гео-
Географическое положение острова и отсутствие населенных мест
позволяют выводить спутники на-юрбиты с такими наклонения-
наклонениями, какие не могут быть обеспечены без дополнительных энерго-
энергозатрат при запусках с базы Ванденберг. Кроме того, несмотря на
некоторые дополнительные расходы, создание космодрома за
пределами действующих полигонов дало важное преимущество:
оговоренная очередность коммерческих запусков не нарушается
стартами с аппаратами правительственных организаций.
Для создания космодрома корпорация AADC, организован-
организованная по инициативе администрации штата Аляска в 1§91 г., по-
получила в аренду сроком на 30 лет территорию площадью 1255 га.
Непосредственно строительством основных сооружений старто-
стартового комплекса, продолжавшимся с января 1998 г. до осени
1999 г., занималась фирма «BRPH Architects Engineers Inc».
В состав инфраструктуры космодрома, общая стоимость ко-
которого составила 40 млн долл., вошли центр управления запус-
запуском LCMC (Launch Control and Management Center), монтажно-
516 3Mi» А. ШУМИЛИН
испытательный корпус IPF (Integration and Processing Facility),
корпус предполетного обслуживания полезного груза PPF
(Payload Processing Facility), контейнер транспортировки полез-
полезного груза SCAT (Spacecraft Assemblies Transfer Facility) и стар-
стартовая площадка с башней обслуживания ангарного типа.
Центр управления запуском LCMC, удаленный от старто-
стартовой площадки на 3,2 км, размещен в корпусе площадью 1300 м2.
Вычислительный комплекс центра оснащен спаренными ком-
компьютерами «SGI Origin» 2000, операторский зал рассчитан на
25—30 рабочих мест. Программное обеспечение комплекса сто-
стоимостью 1,2 млн долл., позволяющее контролировать весь ход
предстартовых операций, было предоставлено NASA.
Сборка ракет проводится в монтажном корпусе IPF разме-
размерами 15 х 30 м, а предполетная подготовка КА в корпусе PPF.
Последнее здание имеет шлюзовую камеру размерами 12 х 18 м
и рабочий зал таких же размеров. Система фильтров обеспе-
обеспечивают чистоту в рабочем помещении на уровне классов
«100 000» или «10 000».
Одним из основных требований, определенных для техни-
технических средств космодрома, было обеспечение возможностей
проведения всего цикла работ при любых погодных условиях.
Поэтому для доставки полезного груза к стартовой площадке
был изготовлен специальный транспортировочный контейнер
SCAT с автономной системой терморегулирования. В этих же
целях расположенная на стартовой площадке поворотная баш-
башня обслуживания высотой 51 м проектировалась как крытое
сооружение с системой кондиционирования. Разделение и от-
откат сегментов башни производится за час до запуска ракеты.
Стартовая площадка приспособлена для проведения запус-
запусков твердотопливных ракет, использующих на первых ступе-
ступенях РДТТ класса «Кастор-120». В перспективе планируется
подготовить оборудование для обеспечения стартов жидкостных
ракет.
Впервые отдельные элементы космодрома были испытаны в
ноябре 1998 г. при проведении запуска высотной ракеты AIT-1
с целью калибровки радиолокационного комплекса базы
ВВС «Бил» (шт. Калифорния) — важного компонента систе-
системы ПРО; второй такой же полет (AIT-2) состоялся в сентябре
1999 г. Затраты на обеспечение этих стартов, которые выпол-
выполнялись с временных пусковых площадок, для заказчика (ВВС)
составили 1,3 и 0,83 млн долл. соответственно.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Штатная эксплуатация нового космодрома началась в ав-
августе 2001 г. с запуска ракеты «Афина» с несколькими малы-
малыми спутниками.
В связи с сокращением числа запусков КА легкого класса
(что вынудило компанию «Lockheed Martin» приостановить про-
производство РН семейства «Афина») корпорация AADC сосредо-
сосредоточила свое внимание на обеспечении военных проектов, в пер-
первую очередь по программам противоракетной обороны. Успеш-
Успешной работе в этом направлении способствует географическое
положение космодрома, благодаря которому предоставляются
широкие возможности по формированию различных траекто-
траекторий при запусках исследовательских ракет и ракет-мишеней.
Позиции молодой компании в данном сегменте рынка су-
существенно укрепились после запуска в апреле 2002 г. ракеты
QRLV («Quick Reaction Launch Vehicle» — «Ракета оператив-
оперативного запуска»). Начиная с 2005 г. с территории нового кос-
космодрома будут осуществляться запуски ракет-мишеней для
отработки элементов ПРО. Если полеты ракет AIT осуществ-
осуществлялись практически вдоль тихоокеанского побережья Север-
Северной Америки, то запуски мишеней с о. Кадьяк будут произво-
производиться в направлении атолла Кваджалейн, откуда должны стар-
стартовать ракеты-перехватчики.
Итак, как на рынке лусковых услуг, так и в сфере обеспе-
обеспечения запусков ТКС, в первую очередь легкого класса, идет
достаточно жесткая конкурентная борьба (стартовые комплек-
комплексы средних и тяжелых РН обслуживают сами разработчики
этих ракет). В связи со спадом деловой активности в области
разработки и эксплуатации орбитальных группировок, состо-
состоящих из малых спутников, компании, создавшие коммерче-
коммерческие стартовые комплексы, вынуждены переориентироваться
на сотрудничество с правительственными организациями, все
более вливаясь в уже сложившуюся инфраструктуру федераль-
федеральных полигонов.
В свою очередь и ВВС, и NASA все активнее привлекают
коммерческие фирмы к текущей эксплуатации космодромов.
При этом во избежание дублирования работ и для повышения
эффективности использования имеющихся средств обе прави-
правительственные организации проводят согласованную контракт-
контрактную политику. Также при участии всех заинтересованных сто-
сторон ВВС и NASA совместно вырабатывают общую стратегию
развития вверенных им полигонов.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Приведенные описания наиболее крупных американских
проектов, связанных с разработкой транспортных космических
систем, позволяют сделать следующие обобщения. Благодаря
поддержке государства к началу 2000-х годов роль крупных
частновладельческих корпораций в реализации космических
программ значительно возросла. В связи с этим Министерство
обороны и NASA смогли сосредоточить свои основные усилия
на решении стратегических задач.
Перспективные разработки Министерства обороны в обла-
области ТКС направлены на создание элементной базы новой авиа-
авиационно-космической техники с улучшенными технико-эксп-
технико-эксплуатационными характеристиками. Первоочередными задача-
задачами исследовательских организаций военного ведомства
является создание технологий для гиперзвуковых летательных
аппаратов различных классов и назначения. К ключевым на-
направлениям работ относятся двигательные установки, тепло-
теплозащитные покрытия, системы управления и т.п.
На базе освоенных технологий будут создаваться все более
и более сложные боевые системы: сначала гиперзвуковые ра-
ракеты, а затем и трансатмосферные аппараты, способные в те-
течение нескольких часов решать различные боевые задачи в
любом районе земного шара. Данные типы вооружений, кото-
которые могут быть созданы в 2010—2025 гг., являются важней-
важнейшими средствами реализации различных военно-политических
концепций типа «Глобальная досягаемость —. глобальная
мощь» или FALCON.
Конечной же целью развития высокоскоростных трансат-
трансатмосферных систем считаются многоразовые средства выведе-
выведения КА, по эксплуатационным характеристикам приближаю-
приближающиеся к современной авиационной технике.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
Основным за прошедшее десятилетие военным проектом в
области ТКС стала программа EELV, в рамках которой были
разработаны новые ракеты-носители «Атлас-5» и «Дельта-4».
В ходе реализации программы ее общая концепция претерпела
существенные изменения. Первоначальный замысел создания
одного семейства РН был дезавуирован вследствие значитель-
значительного риска, которому подверглась бы национальная космиче-
космическая программа при использовании однотипных ракет, эксплу-
эксплуатирующихся одной корпорацией (при этом, без сомнения, был
учтен опыт прекращения полетов МТКС «Спейс Шаттл» в 1986—
1988 гг.). Также в целях снижения технического риска програм-
программы EELV был выбран и эволюционный подход в проектирова-
проектировании последних РН, отличающихся относительно небольшим
количеством принципиально новых компонентов и узлов.
Важной предпосылкой к успешной реализации программы
EELV стало решение об использовании в проектируемых раке-
ракетах зарубежных, и в первую очередь российских, комплектую-
комплектующих, относительно дешевых и весьма надежных. Если значи-
значимость маршевых двигателей РД-180 для проекта «Атлас-5» оче-
очевидна, то принятая и отработанная компанией «Boeing» при
участии российских специалистов схема горизонтальной сбор-
сборки и предстартовой подготовки ракет «Дельта-4» остается в тени,
точнее, за стенами монтажно-испытательных корпусов.
Другой особенностью программы EELV следует считать
активное привлечение финансовых средств компаний-подряд-
компаний-подрядчиков, заинтересованных в стабильных заказах на запуски
правительственных грузов. При этом созданные РН и соответ-
соответствующая наземная инфраструктура теперь эксплуатируются
ими на коммерческой основе.
Постепенно ослабляя контроль за проектированием, изго-
изготовлением и закупкой военной техники, Министерство оборо-
обороны стремится освоить более простые и, соответственно, более
дешевые формы взаимодействия с подрядчиками.
Подобные принципы сотрудничества с промышленными
компаниями осваивает, даже с некоторым опережением, и
NASA. Задачи транспортного обеспечения текущих программ
этого ведомства, в том числе и с использованием МТКС «Спейс
Шаттл», в большинстве случаев уже решаются на коммерче-
коммерческой основе. Отказываясь от целевой разработки новых средств
выведения, агентство стало выступать в роли потребителя ус-
услуг по запускам КА.
А. ШУМИЛИН
Исследования по перспективным транспортным системам,
до недавнего времени проводившиеся NASA, были ориентиро-
ориентированы на поиск путей качественного улучшения их техниче-
ско-экономических характеристик. Однако «прорыва» в этой
области не произошло: определенные когда-то требования рез-
резкого снижения удельных затрат на выведение грузов в космос
(к 2015 г. в 10 раз, а к 2025—2030 гг. на два порядка) теперь
всеми признаются нереальными и в обозримом будущем ра-
ракетно-космическая техника по-прежнему останется дорогосто-
дорогостоящим удовольствием.
Она еще больше воздоражает, если начнутся широкомас-
широкомасштабные работы по созданию транспортной системы для меж-
межпланетных пилотируемых полетов.
В свете новой инициативы о повторной высадке астронав-
астронавтов на Луну отсутствие в книге описания и даже краткой ха-
характеристики ракеты «Сатурн-5» можно счесть серьезным ее
(книги) недостатком. Однако эта уникальная РН не могла впи-
вписаться в содержание этой работы, посвященной современным
транспортным системам, их истории и их перспективам. По-
Подобное объяснение не следует рассматривать как прикрытие
авторской лени, ибо ракеты «Сатурн» не получили своего раз-
развития и в американской космонавтике: блестяще выполнив
свои задачи, они ушли в прошлое (вкл. 57). Только новые пла-
планы освоения дальнего космоса вызвали практический интерес
к этому проекту.
Общеизвестны цели лунной программы, инициированной
Дж. Кеннеди. Для восстановления престижа страны были бро-
брошены огромные финансовые ресурсы (в ценах 2000 г. стоимость
этой программы составила около 140 млрд долл.). При этом
одновременно с разработкой сверхтяжелых РН «Сатурн-5» и
корабля «Аполлон» выполнялись многочисленные вспомога-
вспомогательные проекты: достаточно назвать лишь программу созда-
создания криогенной ступени «Центавр» с практически неограни-
неограниченным бюджетом. Более того, на всем протяжении 1960-х
NASA имело возможность умеренно финансировать НИОКР й
по перспективным средствам выведения, положившим начало
созданию МТКС «Спейс Шаттл».
Сегодня подобными средствами NASA, по всей видимости,
не располагает. Напротив, энтузиазм, с которым руководство
агентства закрыло многие технологические проекты, только
свидетельствует о сложности и неопределенности ситуация.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США
В целях снижения потребных затрат на вторую лунную
экспедицию, оцениваемую в 100—170 млрд долл., NASA пред-
предполагает широко использовать имеющуюся элементную базу,
в первую очередь отработанные компоненты МТКС «Спейс
Шаттл». Это вполне представляется оправданным.
Однако тот же прагматизм порождает ряд вопросов, в час-
частности: насколько будет надежнее и безопаснее новая ракета-
носитель многоразовой системы? неужели технологии 1970-х
годов обеспечат межпланетные полеты в 2020 г.?
Поэтому после спада ажиотажа и проведения более обсто-
обстоятельных расчетов NASA, вероятно, расширит работы по под-
подготовке элементной базы для новых средств выведения. Та-
Таким образом, возможно возобновление ряда проектов, ранее
выполнявшихся в рамках таких программ, как SLI и NGLT.
Это тем более представляется реальным, что практическая
космонавтика не ограничивается Луной или Марсом. По-прежне-
По-прежнему будут продолжаться запуски «обычных» К А, будет продол-
продолжаться и борьба на международном рынке средств выведения.
А это потребует постоянных работ по усовершенствованию совре-
современных РН, а в перспективе и создания многоразовой системы.
Какой она будет?
Некоторое представление об ее облике мджно сделать даже
из технического задания на программу SLI: двухступенчатая
(необязательно полностью многоразовая, лишь в отдаленной
будущем — с гиперзвуковым самолетом-разгонщиком), осуще-
осуществляющая в автоматическом режиме выведение либо пило-
пилотируемого корабля, либо грузового модуля; без решения ка-
каких-либо целевых задач на орбите; с ограниченными возмож-
возможностями по возвращению грузов из космоса и гораздо меньшим
ресурсом, в сравнении с современной МТКС.
Двадцатидвухлетний опыт эксплуатации системы «Спейс
Шаттл», предопределивший подобную схему, показывает,,что
большого скачка в средствах выведения ожидать нельзя. По-
Почти пятидесятилетняя эволюция ракет «Атлас», «Дельта» и
«Титан» свидетельствует о большей эффективности последо-
последовательной модернизации имеющихся ТКС.
Внедрение новейших технологий предоставляет широкие
возможности по улучшению технико-эксплуатационных харак-
характеристик средств выведения КА. Для иллюстрации можно при-
привести яркий пример из области двигателестроения, охватыва-
охватывающий практически всю историю американской космонавти-
космонавтики: стартовые ЖРД баллистических ракет «Атлас» —
А. ШУМИЛИН
маршевый ЖРД ракеты «Тор» — двигатели Н-1 первой ступе-
ступени ракеты «Сатурн-1» — двигатель RS-27 первой ступени РН
«Дельта» — стартовые ЖРД ракет «Атлас-2».
Своевременно внесенные Конгрессом изменения в законо-
законодательство о внешнеторговой деятельности позволили промыш-
промышленным компаниям широко применять в своих проектах за-
зарубежные, в том числе российские, технологии. В результате
ряд «свежих» идей и конструкторских решений был заимство-
заимствован из опыта российских предприятий, накопленного после-
последними еще в советское время. В связи с иными условиями раз-
разработки и финансирования, различиями проектно-конструк-
торских школ многие созданные в те годы образцы и отдельные
компоненты ракетной техники, в первую очередь маршевые
ЖРД, по многим параметрам до сих пор остаются непревзой-
непревзойденными американскими аналогами.
Что же касается наземного комплекса, то во избежание пре-
прекращения полетов современных ТКС модернизация техничес-
технических средств американских полигонов ведется умеренными тем-
темпами. В целях привлечения дополнительных инвестиций част-
частновладельческим организациям были предоставлены широкие
возможности по использованию в коммерческих целях инфра-
инфраструктуры как Восточного, так и Западного полигонов. Так,
например, компании, разработавшие РН по программе EELV,
получив от ВВС права на долгосрочную аренду соответствую-
соответствующих стартовых комплексов, провели их качественную модер-
модернизацию на собственные средства. Схожие соглашения были
заключены с организациями, подготовившими проекты коммер-
коммерческих стартовых площадок для ракет легкого класса. Однако
в последние годы рынок запусков малых спутников резко со-
сократился. Это привело к тому, что компании, создавшие ком-
коммерческие космодромы, были вынуждены переориентировать-
переориентироваться на обеспечение стартов высотных ракет по федеральным, боль-
большей частью военным, программам.
За прошедшее десятилетие активность частных компаний по
коммерческому освоению космического пространства существенно
снизалась. Поэтому в ближайшие годы правительственные аппа-
аппараты и коммерческие стационарные спутники связи останутся,
как и прежде, основными составляющими грузопотока в кос-
космос. Таким образом, жесткая конкурентная борьба на междуна-
международном рынке средств выведения будет продолжаться.
2004 год, декабрь
СОКРАЩЕНИЯ
БРПЛ — баллистическая ракета, запускаемая с подводной
лодки
БРСД — баллистическая ракета средней дальности
БЦВМ — бортовая цифровая вычислительная машина
ВВС — военно-воздушные силы
ВКС — воздушно-космический самолет
ВМС — военно-морские силы
ВРД — воздушно-реактивный двигатель
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель
КА — космический аппарат
М — число Маха
м. — мыс
МБР — межконтинентальная баллистическая ракета
МКС — Международная космическая станция
ММГ — монометилгидразин
МТКС — многоразовая транспортная космическая система
НДМГ — несимметричный диметилгидразин
НИОКР — научно-исследовательские и опытно-конструк-
опытно-конструкторские, работы
НПО — Научно-производственное объединение
о. — остров
ОК — орбитальный корабль
ОС — орбитальная ступень
ПВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ПРО —- противоракетная оборона
ПТО — подвесной топливный отсек
РДТТ — ракетный двигатель твердого топлива
РЛС — радиолокационная станция
РН — ракета-носитель
СВЧ — сверхвысокочастотный диапазон
524 ЯВ» А. ШУМИЛИН
СКС — сборочно-командное судно
СПВРД — ПВРД со сверхзвуковым горением
ТКС — транспортная космическая система
ТНА — турбонасосный агрегат
ТРД — турбореактивный двигатель
ТРДД — двухконтурный турбореактивный двигатель
ТРДДФ — ТРДД с форсажной камерой
ТТУ — твердотопливный ускоритель
шт. — штат
ЭРД — электрический ракетный двигатель
ЯРД — ядерный ракетный двигатель
СОДЕРЖАНИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ 5
ВВЕДЕНИЕ 8
ЧАСТЬ 1
РАЗРАБОТКИ МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ 11
Глава 1
ПРОГРАММА EELV 11
Задачи программы 12
Этапы выполнения программы 15
Разрабатываемые ракеты-носители 17
Планы эксплуатации ракет 34
Глава 2
ПРОЕКТЫ МТКС ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ 37
Глава 3
РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ
ТЕХНОЛОГИЙ 53
ЧАСТЬ 2
РАЗРАБОТКИ NASA 90
Глава 4
ЭВОЛЮЦИЯ ПРОЕКТОВ МНОГОРАЗОВЫХ
ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ 91
Немецкие корни 92
Проект «Dyna Soar» 102
Экспериментальные аппараты
и ракетопланы 105
МТКС «Спейс Шаттл» 141
Программа NASP и ее развитие 172
526 ДК» А. ШУМИЛИН
Аппарат «Delta Clipper» 191
Программа Х-33 205
Проект Х-34 ;..227
Проект Х-37 231
Программа SLI 237
Глава 5
РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ
ТЕХНОЛОГИЙ 262
ЧАСТЬ 3
РАЗРАБОТКИ ЧАСТНЫХ КОМПАНИЙ 279
Глава 6
ОДНОРАЗОВЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ 279
Ракеты компании «Lockheed Martin» 280
Ракеты компании «Boeing» 352
Ракеты компании «Orbital Sciences» 419
Ракеты компании «Beal Aerospace» 443
Глава 7
МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ ...451
Проект компании «Kistler Aerospace» 452
Проект компании «Kelly Space and
Technology» 456
Проект компании «Rotary Rocket» 458
Проект компании «Pioneer
Rocketplane» 460
" Проект компании «Scaled Composites» 463
ЧАСТЬ 4
НАЗЕМНЫЙ КОМПЛЕКС 481
Глава 8
ФЕДЕРАЛЬНЫЕ ПОЛИГОНЫ 483
Общие сведения 483
Модернизация полигонов 506
Глава 9
КОММЕРЧЕСКИЕ КОСМОДРОМЫ 512
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 518
СОКРАЩЕНИЯ 523
Научно-популярное издание
Военный парад истории
Шумилин Александр Анатольевич
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США.
История, современность, перспективы
Генеральный директор Л.Л. Палъко
Ответственный за выпуск В.П. Еленский
Главный редактор С.Н. Дмитриев
Редактор НЛ. Шавыкин
Корректор HJC. Киселева
Дизайн обложки Д.В. Грушин
Верстка MAJ. Виноградов
ООО «Издательство «Вече 2000»
ЗАО «Издательство «Вече»
000 «Издательский дом «Вече»
129348, Москва, ул. Красной Сосны, 24.
Гигиенический сертификат
№ 77.99.02.953.П.001857.12.03 от 08.12.2003 г.
E-mail: veche@v6che.ru
h t tp: //www. veche. r u
Подписано в печать 6.06.2005. Формат 84x108 */32
Гарнитура «SchoolBookC». Печать офсетная. Бумага офсетная.
Печ. л. 16,5. Тираж 5 000 экз. Заказ № 1179.
Отпечатано в полном соответствии с качеством
предоставленных диапозитивов в ОАО "Тульская типография".
300600, г. Тула, пр. Ленина, 109 .
Вниманию оптовых покупателей!
Книги различных жанров
можно приобрести по адресу:
1*29348, Москва, ул. Красной Сосны, д. 24.
Акционерное общество «Вече»,
телефоны: @95) 188-16-50, 188-88-02,
182-40-74, 182-60-47
Филиал в Нижнем Новгороде
«ВЕЧЕ—НН»
тел.: (8312) 64-93-67, 64-97-18
Филиал в Новосибирске
ООО «Опткнига—Сибирь»
тел.: C832) 10-18-70
Филиал в Казани
ООО «ВЕЧЕ—КАЗАНЬ»
тел.: (8432) 71-33-07
Филиал в Киеве
ООО «Вече—Украина»
тел. @44) 537-29-20