Страница:
Основное назначение этого снаряда — полетные эксперименты и оценка характеристик гиперзвуковых ПВРД. Старт и разгон снаряда предполагалось осуществить с помощью стартового ракетного двигателя на твердом топливе «Кастор» («Castor»).
Крылатые космические системы «Saturn»
Проект NASA двухступенчатого космического корабля
Проект «Astrorocket»
Проект «Astro»
Другие проекты двухступенчатых космических кораблей
Астроплан
Крылатые космические системы «Saturn»
В начале 60-х наиболее перспективной ракетой-носителем в США считалась ракета «Сатурн» («Saturn»), разработкой и совершенствованием которой занимался Центр космических полетов имени Дж. Маршалла в Хантсвилле (штат Алабама), возглавляемый Вернером фон Брауном.
Именно специалистам этого центра руководство НАСА поручило провести исследование крылатой космической системы многоразового использования на базе модифицированного носителя «Сатурн», предназначенной для вывода на околоземную орбиту полезной нагрузки от 50 до 100 тонн.
Рассматривалась модификация системы «Сатурн-5» («Saturn C–V»), состоявшая в том, что к ступеням «S-IC» (длина — 42,1 метра, диаметр — 10,1 метра, масса — 2286 тонн, тяга — 3947 тонн) и «S-II» (длина — 24,8 метра, диаметр — 10,1 метра, масса — 490,8 тонны, тяга — 526,8 тонны) добавлялись крылья площадью 92,9 и 46,9 м2, обеспечивающие вход в атмосферу и спасение ступеней горизонтальным приземлением.
Турбореактивные двигатели, расположенные под крылом первой ступени, обеспечивают крейсерский полет на дозвуковой скорости к месту посадки. Посадку на Землю второй ступени предполагалось осуществить планирующим спуском по типу посадки ракетоплана «Х-15».
Каждая ступень должна была пилотироваться летчиком, хотя не исключался и вариант беспилотной посадки.
Полет осуществляется по следующей программе. Двигатели первой ступени прекращают работу через 2,5 минуты на расстоянии 83 километров от старта на высоте 61 километр при числе Маха, равном 8. Первая ступень после отделения от второй ступени, двигаясь по инерции, достигает высоты примерно 112 километров, а вторая ступень будет продолжать движение по заданной траектории.
Когда первая ступень опустится на высоту примерно 38 километров, летчик, управляя аэродинамическими рулями, изменит курс на 180°. Вход в атмосферу и торможение продолжатся около 11 минут; в это время первая ступень будет в 650 километрах от места старта. Полет к месту посадки осуществляется на турбореактивных двигателях. Примерно через час полета первая ступень совершит посадку при скорости 295–305 км/ч.
Для многократно используемой второй ступени при входе в атмосферу температура в критической точке полнота торможения потока может быть порядка 1100°. Для защиты конструкции от нагрева группа из Центра имени Дж. Маршалла рекомендовала материалы, наносимые пульверизацией или обмазкой и разработанные для покрытия космических кораблей «Джемини» («Gemini») и «Аполлон») («Apollo»). Аэродинамический нагрев первой ступени будет? значительно меньше; температура обшивки будет как у «Х-15» — от 260–540°.
Предполагалось, что летные характеристики многократно используемых крылатых ступеней системы «Сатурн» будут мало отличаться от аналогичных характеристик ракетоплана «Х-15».
Именно специалистам этого центра руководство НАСА поручило провести исследование крылатой космической системы многоразового использования на базе модифицированного носителя «Сатурн», предназначенной для вывода на околоземную орбиту полезной нагрузки от 50 до 100 тонн.
Рассматривалась модификация системы «Сатурн-5» («Saturn C–V»), состоявшая в том, что к ступеням «S-IC» (длина — 42,1 метра, диаметр — 10,1 метра, масса — 2286 тонн, тяга — 3947 тонн) и «S-II» (длина — 24,8 метра, диаметр — 10,1 метра, масса — 490,8 тонны, тяга — 526,8 тонны) добавлялись крылья площадью 92,9 и 46,9 м2, обеспечивающие вход в атмосферу и спасение ступеней горизонтальным приземлением.
Каждая ступень должна была пилотироваться летчиком, хотя не исключался и вариант беспилотной посадки.
Полет осуществляется по следующей программе. Двигатели первой ступени прекращают работу через 2,5 минуты на расстоянии 83 километров от старта на высоте 61 километр при числе Маха, равном 8. Первая ступень после отделения от второй ступени, двигаясь по инерции, достигает высоты примерно 112 километров, а вторая ступень будет продолжать движение по заданной траектории.
Когда первая ступень опустится на высоту примерно 38 километров, летчик, управляя аэродинамическими рулями, изменит курс на 180°. Вход в атмосферу и торможение продолжатся около 11 минут; в это время первая ступень будет в 650 километрах от места старта. Полет к месту посадки осуществляется на турбореактивных двигателях. Примерно через час полета первая ступень совершит посадку при скорости 295–305 км/ч.
Для многократно используемой второй ступени при входе в атмосферу температура в критической точке полнота торможения потока может быть порядка 1100°. Для защиты конструкции от нагрева группа из Центра имени Дж. Маршалла рекомендовала материалы, наносимые пульверизацией или обмазкой и разработанные для покрытия космических кораблей «Джемини» («Gemini») и «Аполлон») («Apollo»). Аэродинамический нагрев первой ступени будет? значительно меньше; температура обшивки будет как у «Х-15» — от 260–540°.
Предполагалось, что летные характеристики многократно используемых крылатых ступеней системы «Сатурн» будут мало отличаться от аналогичных характеристик ракетоплана «Х-15».
Проект NASA двухступенчатого космического корабля
Проанализировав различные варианты аэрокосмических транспортных систем, специалисты Центра имени Дж. Маршалла пришли к выводу, что разработка такой системы с тягой в 1360–2300 тонн может быть начата в 1968 году.
Один из проектов, предложенных Центром к реализации в рамках национальной космической программы, представлял собой двухступенчатый космический самолет многократного использования с параллельным расположением ступеней и горизонтальным стартом.
Каждая ступень этого самолета имеет треугольное крыло.
Обе ступени — возвращаемые и многократно используемые.
Вся система предназначалась для доставки в космическое пространство больших групп пассажиров, и планировалось, что она будет основным эксплуатационным элементом больших орбитальных станций.
Первая ступень, пилотируемая экипажем, снабжена либо комбинированной силовой установкой, состоящей из ракетных и турбореактивных двигателей, либо только ЖРД; может запускаться с Земли с использованием ракетной тележки или осуществляться обычный горизонтальный самолетный взлет. Если взлет осуществляется с ракетной тележки, первая ступень будет иметь лыжное шасси, рассчитанное на нагрузку от посадочного веса пустой первой ступени. Тяга первой ступени — 1360–1800 тонн.
Вторая ступень космической системы (собственно космический корабль) снабжена ЖРД суммарной тягой 454 тонны.
Космический корабль выходит на орбиту спутника Земли и доставляет на орбитальную космическую станцию от 12 до 14 пассажиров и грузы. Возвращение космического корабля на Землю осуществляется на режиме планирования.
Эта космическая система в уменьшенном варианте может быть использована в качестве пассажирского самолета гражданской авиации.
Исследования схемы велись НАСА в течение ряда лет при участии авиационных фирм «Норт Америкен» и «Локхид». Современные авторы отмечают, что основная проблема, которая стояла перед разработчиками этого проекта, заключалась в отсутствии уверенности, что именно такая схема является наиболее оптимальным дополнением к уже существовавшим ракетам-носителям.
Каждая ступень этого самолета имеет треугольное крыло.
Обе ступени — возвращаемые и многократно используемые.
Вся система предназначалась для доставки в космическое пространство больших групп пассажиров, и планировалось, что она будет основным эксплуатационным элементом больших орбитальных станций.
Первая ступень, пилотируемая экипажем, снабжена либо комбинированной силовой установкой, состоящей из ракетных и турбореактивных двигателей, либо только ЖРД; может запускаться с Земли с использованием ракетной тележки или осуществляться обычный горизонтальный самолетный взлет. Если взлет осуществляется с ракетной тележки, первая ступень будет иметь лыжное шасси, рассчитанное на нагрузку от посадочного веса пустой первой ступени. Тяга первой ступени — 1360–1800 тонн.
Вторая ступень космической системы (собственно космический корабль) снабжена ЖРД суммарной тягой 454 тонны.
Космический корабль выходит на орбиту спутника Земли и доставляет на орбитальную космическую станцию от 12 до 14 пассажиров и грузы. Возвращение космического корабля на Землю осуществляется на режиме планирования.
Эта космическая система в уменьшенном варианте может быть использована в качестве пассажирского самолета гражданской авиации.
Исследования схемы велись НАСА в течение ряда лет при участии авиационных фирм «Норт Америкен» и «Локхид». Современные авторы отмечают, что основная проблема, которая стояла перед разработчиками этого проекта, заключалась в отсутствии уверенности, что именно такая схема является наиболее оптимальным дополнением к уже существовавшим ракетам-носителям.
Проект «Astrorocket»
Параллельно с работами над экспериментальными воздушно-космическими аппаратами «Х-23» и «Х-24» специалисты фирмы «Мартин» несколько лет вели проект двухступенчатой пилотируемой космической системы многократного использования «АР-14Б Астророкет» («AR-14B Astrorocket»), предназначенной для доставки на орбиту высотой 500 километров полезного груза весом 22,7 тонны.
Главные конструктивные параметры системы выбирались с учетом требований экономичности: при 400 полетах на орбиту космическая система «AR-14B» должна быть более экономичной, чем ракета-носитель разового действия, а при 5000 полетов на орбиту — более экономичной, чем любая другая космическая система многократного использования.
Поскольку сама по себе себестоимость «AR-14B» быладовольно высокой, систему делали многоцелевой и способной решать самый широкий спектр задач.
Чтобы максимально использовать имеющееся в наличии оборудование, аппарат «AR-14B» должен был взлетать вертикально с существующих стартовых площадок баллистических ракет и производить горизонтальную самолетную посадку на военные аэродромы. Посадочный вес при выработанном горючем должен был быть в пределах нормы для бетонированных аэродромов.
Проект «Astrorocket AR-14B» — двухступенчатая космическая система с параллельным соединением ступеней. Обе ступени пилотируются экипажем. Сборка производится при горизонтальном положении системы, затем аппарат буксируется на стартовую установку, ставится вертикально и заправляется топливом.
Первая ступень с плоской верхней поверхностью (длина — 49 метров, размах крыла — 23 метра, тяга — 1370 тонн) должна была поднять вторую ступень на высоту 65 километров и вернуться на базу, совершая вход в атмосферу, как ракетоплан «Х-15», и используя четыре турбореактивных двигателя для подхода к аэродрому и посадки.
Вторая ступень с плоской нижней поверхностью (длина — 40 метров, размах крыла — 22 метра) имела кабину, оборудованную для обеспечения жизни экипажа из трех человек в течение недели или более. После выполнения операций в космосе вторая ступень должна была входить в атмосферу по типу орбитального самолета «Дайна-Сор» и производила посадку, используя на малой высоте два турбореактивных двигателя.
Согласно расчетам специалистов фирмы «Мартин», при большой интенсивности космических полетов (если число полетов по трассе Земля-Орбита-Земля будет не менее 4000) расчетная эксплуатационная стоимость доставки груза на орбиту не должна была превысить 100 долларов за килограмм.
Главные конструктивные параметры системы выбирались с учетом требований экономичности: при 400 полетах на орбиту космическая система «AR-14B» должна быть более экономичной, чем ракета-носитель разового действия, а при 5000 полетов на орбиту — более экономичной, чем любая другая космическая система многократного использования.
Поскольку сама по себе себестоимость «AR-14B» быладовольно высокой, систему делали многоцелевой и способной решать самый широкий спектр задач.
Проект «Astrorocket AR-14B» — двухступенчатая космическая система с параллельным соединением ступеней. Обе ступени пилотируются экипажем. Сборка производится при горизонтальном положении системы, затем аппарат буксируется на стартовую установку, ставится вертикально и заправляется топливом.
Первая ступень с плоской верхней поверхностью (длина — 49 метров, размах крыла — 23 метра, тяга — 1370 тонн) должна была поднять вторую ступень на высоту 65 километров и вернуться на базу, совершая вход в атмосферу, как ракетоплан «Х-15», и используя четыре турбореактивных двигателя для подхода к аэродрому и посадки.
Вторая ступень с плоской нижней поверхностью (длина — 40 метров, размах крыла — 22 метра) имела кабину, оборудованную для обеспечения жизни экипажа из трех человек в течение недели или более. После выполнения операций в космосе вторая ступень должна была входить в атмосферу по типу орбитального самолета «Дайна-Сор» и производила посадку, используя на малой высоте два турбореактивных двигателя.
Согласно расчетам специалистов фирмы «Мартин», при большой интенсивности космических полетов (если число полетов по трассе Земля-Орбита-Земля будет не менее 4000) расчетная эксплуатационная стоимость доставки груза на орбиту не должна была превысить 100 долларов за килограмм.
Проект «Astro»
На тот же самый сектор рынка космических перевозок, который собиралась завоевать фирма «Мартин», претендовало еще несколько крупнейших авиационных корпораций США.
В 1964 году со своим проектом транспортного космического корабля многоразового использования «Астро» («Astro») выступила компания «Дуглас».
Проект предусматривал выполнение кораблем различных задач в космосе путем осуществления маневров на орбите.
Предполагалось обеспечить высокую надежность летательного аппарата в целом при небольшой стоимости ступеней, безопасное отделение кабины экипажа и грузового отсека в аварийных условиях, возможность посадки на существующие аэродромы США, подготовку к последующему полету в сравнительно небольшое время, а также простоту обслуживания и хорошие перспективы развития.
Обязательным считалось также обеспечение гибкости выполнения задачи без аэродинамических и конструктивных изменений системы.
Характеристики «Астро»: полная масса — около 370 тонн, полезный груз — 16,6 тонны, общая длина — 49,1 метра, длина первой ступени — 29,04 метра, длина орбитальной ступени — 20,74 метра, масса первой ступени при посадке — 32,5 тонны, второй — 14 тонн. Взлет вертикальный, максимальная высота — 550 километров.
Первая ступень — крылатый разгонный аппарат, вторая — крылатый космический корабль, пилотируемый экипажем.
Крылатый разгонный аппарат снабжен одним основным ЖРД «М-1» фирмы «Аэроджет» («Aerojet») и двумя ЖРД «J-2» фирмы «Рокетдайн» («Rocketdyne»), используемыми как верньерные во время работы основного двигателя. Кислородные баки наддуваются гелием, подогретым в теплообмен никах специальной системой. Водородные баки во время ра боты ЖРД наддуваются подогретым водородом, выходящим из двигателя. Двигатели разгонного аппарата работают непре рывно до выключения командой, и повторный запуск не производится.
Крылатый космический корабль (орбитальная ступень) в качестве основного двигателя имеет ЖРД «J-2» и два ЖРД RL-10 фирмы «Пратт энд Уитни» («Pratt and Whitney»). Эти двигатели должны были позволять осуществить повторный запуск при небольшом остатке топлива в баках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормальных условий при входе в насосы баки должны наддуваться.
Обе ступени аппарата выполнены геометрически подобными, имеют треугольное крыло с модифицированным симметричным профилем, обеспечивающим нулевую подъемную силу и нулевой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью.
Ступени аппарата соединены между собой четырьмя взрывными болтами, пропущенными сквозь специальные фланцы лонжеронов.
Кабина экипажа и полезная нагрузка расположены в носовой части аппарата, чем обеспечивается хороший обзор и быстрое аварийное покидание корабля. Обшивка кабины многослойная, верхнее покрытие из молибдена охлаждается радиационно и не требует абляционной защитной обмазки.
Между верхним покрытием и стенкой кабины имеется слой изолирующего наполнителя, образующий два пространства: первое — между верхним покрытием и изолирующим слоем — продувается охлаждающим газом, во второе — между изолирующим слоем и стенкой кабины — впрыскивается вода, которая охлаждает стенку кабины за счет скрытой теплоты парообразования.
Согласно расчету при входе в атмосферу внутренняя стенка кабины будет иметь предельную температуру 5060° С, а верхнее покрытие — 1220 °C.
Чтобы обеспечить высокую частоту полетов на орбиту при малом количестве аппаратов, цикл наземной подготовки должен быть выбран оптимальным В рамках планируемой стоимости из расчета 240 полетов в год парк должен состоять из 12 разгонных и 24 орбитальных ступеней.
Цикл наземной подготовки каждой разгонной ступени, выполняющей 20 полетов в год, составит 18 суток.
Сборка ступеней космического корабля осуществляется в горизонтальном положении на прицепной транспортной) установке, имеющей подъемное устройство, источник энергии и пусковой стол. Корабль устанавливается соосно с выхлопной отклоняющей системой, затем комбинация «пусковой стол-летательный аппарат» поворачивается в положение для пуска.
Полет космического аппарата «Астро» мыслился его создателям следующим образом. Запуск предполагалось производить с мыса Канаверал в восточном направлении. Через семь секунд после взлета начинается гравитационный поворот, после окончания которого устанавливается угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе и сохраняющийся до выключения двигателей разгонной ступени. Непосредственно перед разделением запускаются двигатели «RL-10» и, когда тяга достигнет максимального значения, взрываются соединительные пироболты. До запуска двигателя «J-2» разгонная ступень должна начать разворот, чтобы уйти от струи.
Разделение происходит на высоте 82 километров на расстоянии 110 километров от места старта. На режиме планирования разгонная ступень может пройти 830 километров до аэродрома посадки; продолжительность полета при этом составит десять минут. Посадочная скорость на максимальной подъемной силе — 163 км/ч.
Космический корабль после отделения от разгонной ступени продолжает выход на орбиту по оптимальной траектории. После выполнения операций на орбите торможением он переводится на траекторию входа в атмосферу и посадки.
Движение по этой траектории происходит с одновременным поворотом аппарата относительно вектора скорости через крыло.
Траектория входа в атмосферу до перехода на режим равновесного планирования может быть разделена на три фазы: вход, переходный режим и режим постоянной высоты.
В фазе входа корабль ориентируется на максимальный тангаж. Угол входа в атмосферу выбирается в зависимости от допустимой температуры и расстояния до места посадки. Если на круговой орбите высотой 555 километров сообщить космическому кораблю тормозной импульс 106 м/с, корабль войдет в атмосферу на высоте 122 километров под углом — 3°. Далее корабль поворачивается относительно вертикальной оси на 180° носом по полету и устанавливается на угол атаки 45°, затем угол атаки меняется по определенному закону, чтобы в процессе выравнивания до высоты 70 километров подъемная сила оставалась постоянной.
На высоте 70 километров корабль поворачивается относительно вектора скорости, чтобы уменьшить вертикальную составляющую аэродинамической подъемной силы. Маневр по крену с одновременным разворотом и выходом корабля из плоскости орбиты продолжается до тех пор, пока угол наклона траектории полета не станет равным нулю. Высота, на которой заканчивается переходная фаза, зависит от допустимой температуры и потребной дальности. При таком маневрировании только на нижнюю поверхность корабля действует максимальный скоростной напор, поэтому эта поверхность проектируется на максимальный удельный тепловой поток. В фазе постоянной высоты полета угол атаки увеличивается с уменьшением скорости. Необходимая боковая дальность может быть получена маневром по крену, но постоянная высота при этом не сохраняется.
При скорости 4,6–6,7 км/с корабль выходит на траекторию равновесного планирования. С помощью управления углами атаки и крена уточняется расчет на посадку. В конце фазы равновесного планирования производится посадка с выключенным двигателем на выбранный аэродром.
Управляя с помощью аэродинамических сил параметрами траектории входа в атмосферу, можно осуществить посадку космического корабля в любом месте на площади 9100 X 3700 километров. Максимальная боковая дальность при угле крена 45° равна 3700 километрам.
Разработка и доводка системы «Астро» должна была проводиться в соответствии с программой, предусматривающей три этапа. На первом этапе фирма «Дуглас» планировала использовать один экспериментальный аппарат, пилотируемый двумя астронавтами и совершающий горизонтальный и вертикальный взлет. Аппарат совершал бы трансконтинентальные и трансокеанские перелеты, в ходе которых конструкторы собирались протестировать бортовые системы.
На втором этапе парк экспериментальных машин включал два одинаковых аппарата, прошедших «обкатку» ранее.
Теперь система могла бы осуществлять вертикальный взлет, при этом вторая ступень с экипажем из двух человек должна была выходить на орбиту высотой 540 километров с полезным грузом 910 килограммов.
На третьем, заключительном, этапе систему «Астро» планировалось испытывать в окончательном полномасштабном варианте.
В 1964 году со своим проектом транспортного космического корабля многоразового использования «Астро» («Astro») выступила компания «Дуглас».
Проект предусматривал выполнение кораблем различных задач в космосе путем осуществления маневров на орбите.
Предполагалось обеспечить высокую надежность летательного аппарата в целом при небольшой стоимости ступеней, безопасное отделение кабины экипажа и грузового отсека в аварийных условиях, возможность посадки на существующие аэродромы США, подготовку к последующему полету в сравнительно небольшое время, а также простоту обслуживания и хорошие перспективы развития.
Обязательным считалось также обеспечение гибкости выполнения задачи без аэродинамических и конструктивных изменений системы.
Характеристики «Астро»: полная масса — около 370 тонн, полезный груз — 16,6 тонны, общая длина — 49,1 метра, длина первой ступени — 29,04 метра, длина орбитальной ступени — 20,74 метра, масса первой ступени при посадке — 32,5 тонны, второй — 14 тонн. Взлет вертикальный, максимальная высота — 550 километров.
Первая ступень — крылатый разгонный аппарат, вторая — крылатый космический корабль, пилотируемый экипажем.
Крылатый разгонный аппарат снабжен одним основным ЖРД «М-1» фирмы «Аэроджет» («Aerojet») и двумя ЖРД «J-2» фирмы «Рокетдайн» («Rocketdyne»), используемыми как верньерные во время работы основного двигателя. Кислородные баки наддуваются гелием, подогретым в теплообмен никах специальной системой. Водородные баки во время ра боты ЖРД наддуваются подогретым водородом, выходящим из двигателя. Двигатели разгонного аппарата работают непре рывно до выключения командой, и повторный запуск не производится.
Крылатый космический корабль (орбитальная ступень) в качестве основного двигателя имеет ЖРД «J-2» и два ЖРД RL-10 фирмы «Пратт энд Уитни» («Pratt and Whitney»). Эти двигатели должны были позволять осуществить повторный запуск при небольшом остатке топлива в баках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормальных условий при входе в насосы баки должны наддуваться.
Обе ступени аппарата выполнены геометрически подобными, имеют треугольное крыло с модифицированным симметричным профилем, обеспечивающим нулевую подъемную силу и нулевой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью.
Ступени аппарата соединены между собой четырьмя взрывными болтами, пропущенными сквозь специальные фланцы лонжеронов.
Кабина экипажа и полезная нагрузка расположены в носовой части аппарата, чем обеспечивается хороший обзор и быстрое аварийное покидание корабля. Обшивка кабины многослойная, верхнее покрытие из молибдена охлаждается радиационно и не требует абляционной защитной обмазки.
Между верхним покрытием и стенкой кабины имеется слой изолирующего наполнителя, образующий два пространства: первое — между верхним покрытием и изолирующим слоем — продувается охлаждающим газом, во второе — между изолирующим слоем и стенкой кабины — впрыскивается вода, которая охлаждает стенку кабины за счет скрытой теплоты парообразования.
Согласно расчету при входе в атмосферу внутренняя стенка кабины будет иметь предельную температуру 5060° С, а верхнее покрытие — 1220 °C.
Чтобы обеспечить высокую частоту полетов на орбиту при малом количестве аппаратов, цикл наземной подготовки должен быть выбран оптимальным В рамках планируемой стоимости из расчета 240 полетов в год парк должен состоять из 12 разгонных и 24 орбитальных ступеней.
Цикл наземной подготовки каждой разгонной ступени, выполняющей 20 полетов в год, составит 18 суток.
Сборка ступеней космического корабля осуществляется в горизонтальном положении на прицепной транспортной) установке, имеющей подъемное устройство, источник энергии и пусковой стол. Корабль устанавливается соосно с выхлопной отклоняющей системой, затем комбинация «пусковой стол-летательный аппарат» поворачивается в положение для пуска.
Полет космического аппарата «Астро» мыслился его создателям следующим образом. Запуск предполагалось производить с мыса Канаверал в восточном направлении. Через семь секунд после взлета начинается гравитационный поворот, после окончания которого устанавливается угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе и сохраняющийся до выключения двигателей разгонной ступени. Непосредственно перед разделением запускаются двигатели «RL-10» и, когда тяга достигнет максимального значения, взрываются соединительные пироболты. До запуска двигателя «J-2» разгонная ступень должна начать разворот, чтобы уйти от струи.
Разделение происходит на высоте 82 километров на расстоянии 110 километров от места старта. На режиме планирования разгонная ступень может пройти 830 километров до аэродрома посадки; продолжительность полета при этом составит десять минут. Посадочная скорость на максимальной подъемной силе — 163 км/ч.
Космический корабль после отделения от разгонной ступени продолжает выход на орбиту по оптимальной траектории. После выполнения операций на орбите торможением он переводится на траекторию входа в атмосферу и посадки.
Движение по этой траектории происходит с одновременным поворотом аппарата относительно вектора скорости через крыло.
В фазе входа корабль ориентируется на максимальный тангаж. Угол входа в атмосферу выбирается в зависимости от допустимой температуры и расстояния до места посадки. Если на круговой орбите высотой 555 километров сообщить космическому кораблю тормозной импульс 106 м/с, корабль войдет в атмосферу на высоте 122 километров под углом — 3°. Далее корабль поворачивается относительно вертикальной оси на 180° носом по полету и устанавливается на угол атаки 45°, затем угол атаки меняется по определенному закону, чтобы в процессе выравнивания до высоты 70 километров подъемная сила оставалась постоянной.
На высоте 70 километров корабль поворачивается относительно вектора скорости, чтобы уменьшить вертикальную составляющую аэродинамической подъемной силы. Маневр по крену с одновременным разворотом и выходом корабля из плоскости орбиты продолжается до тех пор, пока угол наклона траектории полета не станет равным нулю. Высота, на которой заканчивается переходная фаза, зависит от допустимой температуры и потребной дальности. При таком маневрировании только на нижнюю поверхность корабля действует максимальный скоростной напор, поэтому эта поверхность проектируется на максимальный удельный тепловой поток. В фазе постоянной высоты полета угол атаки увеличивается с уменьшением скорости. Необходимая боковая дальность может быть получена маневром по крену, но постоянная высота при этом не сохраняется.
При скорости 4,6–6,7 км/с корабль выходит на траекторию равновесного планирования. С помощью управления углами атаки и крена уточняется расчет на посадку. В конце фазы равновесного планирования производится посадка с выключенным двигателем на выбранный аэродром.
Управляя с помощью аэродинамических сил параметрами траектории входа в атмосферу, можно осуществить посадку космического корабля в любом месте на площади 9100 X 3700 километров. Максимальная боковая дальность при угле крена 45° равна 3700 километрам.
Разработка и доводка системы «Астро» должна была проводиться в соответствии с программой, предусматривающей три этапа. На первом этапе фирма «Дуглас» планировала использовать один экспериментальный аппарат, пилотируемый двумя астронавтами и совершающий горизонтальный и вертикальный взлет. Аппарат совершал бы трансконтинентальные и трансокеанские перелеты, в ходе которых конструкторы собирались протестировать бортовые системы.
На втором этапе парк экспериментальных машин включал два одинаковых аппарата, прошедших «обкатку» ранее.
Теперь система могла бы осуществлять вертикальный взлет, при этом вторая ступень с экипажем из двух человек должна была выходить на орбиту высотой 540 километров с полезным грузом 910 килограммов.
На третьем, заключительном, этапе систему «Астро» планировалось испытывать в окончательном полномасштабном варианте.
Другие проекты двухступенчатых космических кораблей
Работы по созданию двухступенчатых космических кораблей многоразового использования также проводились совместно фирмами «Боинг» и «Локхид». В частности, были рассмотрены варианты двухступенчатых кораблей с параллельным расположением ступеней, которые исследовались при горизонтальном и вертикальном стартах с различными двигательными установками.
В ходе анализа возможных схем транспортного космического корабля будущего специалисты фирмы «Боинг» пришли к заключению, что многократно используемая система для запуска космических аппаратов будет представлять собой различные вариации самолетов, включая вертикально взлетающие, горизонтально взлетающие с воздушно-реактивными двигателями и пилотируемые самолеты-носители космических аппаратов. Стоимость такого самолета оценивалась в 1 миллиард долларов.
Специалисты «Боинга» утверждали, что первым шагом в развитии ракет-носителей разового действия могло бы стать создание крылатой ракеты-носителя (полная масса — 1700 тонн, полная длина — 82 метра, размах крыла — 43 метра), взлетающей вертикально со стартового стола. Горизонтально взлетающие носители, которые появятся позднее, будут иметь большие крылья и более тяжелое шасси, но зато они смогут возвратиться на базу и произвести аварийную посадку в случае неисправности.
Носитель с воздушно-реактивными двигателями будет близок к самолету по своей схеме и выполнению операций.
Так как двигателям носителей с ВРД необходим атмосферный кислород, они будут запускать полезную нагрузку (орбитальную ступень) с высоты в 30 километров (так называемый «воздушный старт»). Главное их преимущество по сравнению с баллистическими ракетами — маневренность, но они будут обладать и другими достоинствами высотных сверхзвуковых самолетов.
Конструкторы «Боинга» исследовали также возможность старта с ракетной тележки. Самолет, стартующий с ракетной тележки, будет иметь меньшие крылья, потребует меньше топлива и более простое и легкое шасси, все это упростит проблему входа в атмосферу.
В то же самое время совместно с «Боингом» фирма «Локхид» разрабатывала двухступенчатый космический самолет на 100 полетов со стартовым весом около 500 тонн, способный доставлять на низкую околоземную орбиту до 11 тонн полезной нагрузки, включающей 10 пассажиров, 3 тонны груза и экипаж из двух человек. По одному из проектов ступени располагались горизонтально, и самолет вначале разгонялся ракетной тележкой. После взлета с ракетной тележки «включалась» нижняя ступень. В конце разгона первая ступень отделялась и управляемая экипажем совершала планирующий спуск и горизонтальную посадку на аэродроме базы.
Вторая ступень с силовой установкой на ЖРД выводилась на заданную орбиту. После выполнения полета в космическом пространстве вторая ступень, управляемая экипажем, входила в атмосферу и совершала горизонтальную посадку на аэродроме. Для управления вектором тяги на концах крыльев обоих ступеней собирались установить ракетные двигатели.
Кроме того, фирма «Локхид» работала над увеличенным вариантом космического самолета, который должен был перевозить на околоземную орбиту от 50 до 100 пассажиров.
По контракту с ВВС США фирма «Канадайр» («Canadair») разработала космический корабль и провела изучение проблемы спасения экипажа на всех стадиях полета Земля-Орбита-Земля.
Предполагалось, что космический корабль весом 10,8 тонны с экипажем из двух человек будет запускаться на орбиты высотой от 370 до 36000 километров ракетой-носителем с ЖРД, форма аппарата была выбрана из соображений минимизации аэродинамического нагрева при входе в атмосферу.
Кабина разделена на два отсека. Передний отсек используется при выходе на орбиту и входе в атмосферу. В нем находится управление кораблем и аварийные системы, система связи, навигации, система аварийного спасения; объем отсека — 5 м3. Задний отсек разделен герметической перегородкой на две части. Передняя часть со свободным объемом 6,5 м3 используется экипажем для выполнения работы на орбите.
Задняя часть заполнена азотом для предотвращения пожара.
В ней расположены оборудование подачи криогенного топлива и система обеспечения жизнедеятельности экипажа.
Защитное покрытие для безопасного полета через радиационные пояса должно весить около 9 тонн. Во время прохождения через радиационные пояса и при солнечных вспышках экипаж должен находиться в защищенном отсеке.
К более поздним проектам двухступенчатых космических кораблей многократного использования можно отнести корабль «Траймес» («Trimes»), разработанный фирмой «Конвейр» в 1968 году по контракту с НАСА.
«Траймес» состоял из трех почти идентичных элементов.
На каждом из них размещался свой экипаж из двух человек.
Стартовая масса космического корабля — 518 тонн.
Основная силовая установка ступеней — ЖРД. Старт вертикальный при параллельном размещении ступеней. Две внешние ступени являются разгонными, а центральная — орбитальной.
При запуске все ракетные двигатели получают питание из топливных баков разгонных ступеней, которые после выработки топлива и достижения скорости 2440 м/с отделяются от орбитальной ступени и возвращаются на Землю.
Основными элементами конструкции ступеней являются цилиндрический отсек, два жидкостных ракетных двигателя, два турбовентиляторных двигателя и выдвижное крыло.
Вокруг цилиндрического отсека устанавливается обтекатель, обеспечивающий теплозащиту и аэродинамическую форму по типу летательных аппаратов с несущим корпусом.
В разгонных ступенях в цилиндрическом отсеке размещаются только топливные баки, а в орбитальной ступени помимо топливных баков меньшего объема, имеется секция длиной около 4 метров и диаметром 5 метров для перевозки грузов или 12 пассажиров.
В носовой части ступеней находится кабина экипажа, а хвостовая часть несет органы управления полетом.
Топливо в ЖРД подается вытеснительной системой; тяга двух ЖРД — 113 тонн.
Турбовентиляторные двигатели служат для дозвукового полета при возвращении на Землю. Скорость при заходе на посадку — около 280 км/ч. Указывалось, что для обеспечения захода на посадку при одном работающем двигателе масса ступени в это время должна быть не более 32 тонн.
Выдвижное крыло ступеней — переменной стреловидности.
Это вызвано необходимостью аэродинамической балансировки при дозвуковом полете. При полном выдвижении крыла на угол стреловидности 22° его размах составляет около 29 метров.
Предполагалось, что космический корабль рассмотренной схемы способен доставлять полезный груз массой 11,3 тонны на геоцентрическую орбиту с небольшим наклонением к экватору или 8,4 тонны — на полярную орбиту.
Стоимость одного запуска оценивалась в 300 тысяч долларов.
Считалось, что применение такого космического корабля позволит снизить стоимость выведения на орбиту 1 килограмма полезного груза с 1110 долларов для некоторых обычных ракет-носителей до 44 долларов. Общая стоимость работ по этой системе оценивалась в 1–2 миллиарда долларов.
По мнению специалистов фирмы «Конвейр», предложенная схема транспортного космического корабля обеспечивала гибкость использования его элементов. Так, возможности доставки на орбиту более тяжелого полезного груза достигается путем добавления разгонных ступеней или установкой на ступени дополнительных стандартных секций для увеличения объема топливных баков и грузового отсека. Однако такое увеличение массы должно компенсироваться соответствующим повышением характеристик двигателей.
В ходе анализа возможных схем транспортного космического корабля будущего специалисты фирмы «Боинг» пришли к заключению, что многократно используемая система для запуска космических аппаратов будет представлять собой различные вариации самолетов, включая вертикально взлетающие, горизонтально взлетающие с воздушно-реактивными двигателями и пилотируемые самолеты-носители космических аппаратов. Стоимость такого самолета оценивалась в 1 миллиард долларов.
Носитель с воздушно-реактивными двигателями будет близок к самолету по своей схеме и выполнению операций.
Так как двигателям носителей с ВРД необходим атмосферный кислород, они будут запускать полезную нагрузку (орбитальную ступень) с высоты в 30 километров (так называемый «воздушный старт»). Главное их преимущество по сравнению с баллистическими ракетами — маневренность, но они будут обладать и другими достоинствами высотных сверхзвуковых самолетов.
Конструкторы «Боинга» исследовали также возможность старта с ракетной тележки. Самолет, стартующий с ракетной тележки, будет иметь меньшие крылья, потребует меньше топлива и более простое и легкое шасси, все это упростит проблему входа в атмосферу.
В то же самое время совместно с «Боингом» фирма «Локхид» разрабатывала двухступенчатый космический самолет на 100 полетов со стартовым весом около 500 тонн, способный доставлять на низкую околоземную орбиту до 11 тонн полезной нагрузки, включающей 10 пассажиров, 3 тонны груза и экипаж из двух человек. По одному из проектов ступени располагались горизонтально, и самолет вначале разгонялся ракетной тележкой. После взлета с ракетной тележки «включалась» нижняя ступень. В конце разгона первая ступень отделялась и управляемая экипажем совершала планирующий спуск и горизонтальную посадку на аэродроме базы.
Вторая ступень с силовой установкой на ЖРД выводилась на заданную орбиту. После выполнения полета в космическом пространстве вторая ступень, управляемая экипажем, входила в атмосферу и совершала горизонтальную посадку на аэродроме. Для управления вектором тяги на концах крыльев обоих ступеней собирались установить ракетные двигатели.
Кроме того, фирма «Локхид» работала над увеличенным вариантом космического самолета, который должен был перевозить на околоземную орбиту от 50 до 100 пассажиров.
По контракту с ВВС США фирма «Канадайр» («Canadair») разработала космический корабль и провела изучение проблемы спасения экипажа на всех стадиях полета Земля-Орбита-Земля.
Предполагалось, что космический корабль весом 10,8 тонны с экипажем из двух человек будет запускаться на орбиты высотой от 370 до 36000 километров ракетой-носителем с ЖРД, форма аппарата была выбрана из соображений минимизации аэродинамического нагрева при входе в атмосферу.
Кабина разделена на два отсека. Передний отсек используется при выходе на орбиту и входе в атмосферу. В нем находится управление кораблем и аварийные системы, система связи, навигации, система аварийного спасения; объем отсека — 5 м3. Задний отсек разделен герметической перегородкой на две части. Передняя часть со свободным объемом 6,5 м3 используется экипажем для выполнения работы на орбите.
Задняя часть заполнена азотом для предотвращения пожара.
В ней расположены оборудование подачи криогенного топлива и система обеспечения жизнедеятельности экипажа.
Защитное покрытие для безопасного полета через радиационные пояса должно весить около 9 тонн. Во время прохождения через радиационные пояса и при солнечных вспышках экипаж должен находиться в защищенном отсеке.
К более поздним проектам двухступенчатых космических кораблей многократного использования можно отнести корабль «Траймес» («Trimes»), разработанный фирмой «Конвейр» в 1968 году по контракту с НАСА.
«Траймес» состоял из трех почти идентичных элементов.
На каждом из них размещался свой экипаж из двух человек.
Стартовая масса космического корабля — 518 тонн.
Основная силовая установка ступеней — ЖРД. Старт вертикальный при параллельном размещении ступеней. Две внешние ступени являются разгонными, а центральная — орбитальной.
Основными элементами конструкции ступеней являются цилиндрический отсек, два жидкостных ракетных двигателя, два турбовентиляторных двигателя и выдвижное крыло.
Вокруг цилиндрического отсека устанавливается обтекатель, обеспечивающий теплозащиту и аэродинамическую форму по типу летательных аппаратов с несущим корпусом.
В носовой части ступеней находится кабина экипажа, а хвостовая часть несет органы управления полетом.
Топливо в ЖРД подается вытеснительной системой; тяга двух ЖРД — 113 тонн.
Турбовентиляторные двигатели служат для дозвукового полета при возвращении на Землю. Скорость при заходе на посадку — около 280 км/ч. Указывалось, что для обеспечения захода на посадку при одном работающем двигателе масса ступени в это время должна быть не более 32 тонн.
Выдвижное крыло ступеней — переменной стреловидности.
Это вызвано необходимостью аэродинамической балансировки при дозвуковом полете. При полном выдвижении крыла на угол стреловидности 22° его размах составляет около 29 метров.
Предполагалось, что космический корабль рассмотренной схемы способен доставлять полезный груз массой 11,3 тонны на геоцентрическую орбиту с небольшим наклонением к экватору или 8,4 тонны — на полярную орбиту.
Стоимость одного запуска оценивалась в 300 тысяч долларов.
Считалось, что применение такого космического корабля позволит снизить стоимость выведения на орбиту 1 килограмма полезного груза с 1110 долларов для некоторых обычных ракет-носителей до 44 долларов. Общая стоимость работ по этой системе оценивалась в 1–2 миллиарда долларов.
По мнению специалистов фирмы «Конвейр», предложенная схема транспортного космического корабля обеспечивала гибкость использования его элементов. Так, возможности доставки на орбиту более тяжелого полезного груза достигается путем добавления разгонных ступеней или установкой на ступени дополнительных стандартных секций для увеличения объема топливных баков и грузового отсека. Однако такое увеличение массы должно компенсироваться соответствующим повышением характеристик двигателей.
Астроплан
Специалисты НАСА изучали не только сложные многоступенчатые схемы. И в 60-е годы еще сохранялась определенная инерция конструкторского мышления, взращенного на представлении о космическом корабле как о чем-то цельном и монолитном. В частности, довольно активно обсуждалась концепция «Астроплана» — одноступенчатого крылатого космического аппарата, предназначенного для доставки грузов на орбитальную космическую станцию.
Кроме того, предполагалось, что астроплан можно будет применять для грузовых и пассажирских перевозок в пределах земного шара на дальность порядка 10 000 километров.
Астроплан должен был иметь взлетный вес 4550 тонн, посадочный вес — 330 тонн, полезная нагрузка составляла 200 тонн.
Стреловидные крылья астроплана скомпонованы из топливных баков. Чтобы сделать конструкцию наиболее эффективной по нагрузке, кислород, составляющий 74 % взлетного веса, размещали в параллельных цилиндрических баках, расположенных перпендикулярно оси симметрии аппарата. К передней кромке баков крепилась полезная нагрузка, а на задней кромке устанавливались десять ЖРД тягой по 680 тонн каждый. Жидкий водород, составляющий 15 % взлетного веса, закачивали в коническо-цилиндрические баки, образующие стреловидные крылья. Аэродинамические рули устанавливали на концах крыльев и также использовали как топливные баки.
Кроме того, предполагалось, что астроплан можно будет применять для грузовых и пассажирских перевозок в пределах земного шара на дальность порядка 10 000 километров.
Астроплан должен был иметь взлетный вес 4550 тонн, посадочный вес — 330 тонн, полезная нагрузка составляла 200 тонн.
Стреловидные крылья астроплана скомпонованы из топливных баков. Чтобы сделать конструкцию наиболее эффективной по нагрузке, кислород, составляющий 74 % взлетного веса, размещали в параллельных цилиндрических баках, расположенных перпендикулярно оси симметрии аппарата. К передней кромке баков крепилась полезная нагрузка, а на задней кромке устанавливались десять ЖРД тягой по 680 тонн каждый. Жидкий водород, составляющий 15 % взлетного веса, закачивали в коническо-цилиндрические баки, образующие стреловидные крылья. Аэродинамические рули устанавливали на концах крыльев и также использовали как топливные баки.