Текст книги "Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)"

Автор книги: Антон Первушин

сообщить о нарушении

Текущая страница: 13 (всего у книги 32 страниц)

Так закончилась первая серьезная попытка построить пилотируемый орбитальный космический корабль многократного использования на основе аэрокосмической схемы.

На программу «Дайна-Сор» было истрачено 410 миллионов долларов.

В настоящее время модель орбитального ракетоплана «Х-20» демонстрируется в музее ВВС в Дейтоне (штат Огайо).

Крылатые космические корабли «М-2» и «HL-10»

Бесславный финал программы «Дайна-Сор» не охладил энтузиазма тех американских конструкторов, которые связывали будущее космонавтики с развитием авиации. С начала 1960-х годов всякая уважающая себя западная авиационная фирма выступила с проектом (или целой группой проектов) аэрокосмических аппаратов различного назначения: от военных ракетопланов до пассажирских сателлоидов.

В сентябре 1962 года фирма «Нортроп» («Northrop») начала испытания экспериментального планера «М-2/Ф-1» («M-2/F-1»), который должен был стать прототипом воздушнокосмического самолета.

Этот планер был изготовлен из листов фанеры из красного дерева толщиной 2,4 миллиметра. Шпангоуты толщиной 3,18 миллиметра также изготавливались из красного дерева, подкрепленного елью. Для наружной обшивки использовался дакрон, покрытый специальным лаком. Внутренняя конструкция и шасси были выполнены из сварных стальных труб. Передняя и задние стойки шасси были взяты от «Цессны 150» («Cessena 150»).

На летательном аппарате «M-2/F-1» использовалась обычная система управления планера. Для управления по тангажу применялись закрылки и наружные элевоны. Управление по крену осуществлялось за счет дифференциального управления элевонами. Для управления по курсу служили рули направления.

Вертикальные стабилизаторы, рули и элевоны изготавливались из алюминиевых листов толщиной 0,4 миллиметра. Закрылки сварены из алюминиевых труб и покрыты дакроном.

В кабине «М-2» устанавливалось модифицированное катапультируемое сиденье «Т-37», которое вместе с парашютом весило 45 килограммов. Кабину закрывал плексигласовый колпак, применяемый на планерах и обеспечивающий пилоту обзор вперед и в стороны. Буксировочный крюк был расположен на стойке переднего шасси ниже корпуса.

Кроме того, на «M-2/F-1» устанавливались маленькие твердотопливные двигатели тягой от 104 до 114 килограммов с временем действия 10 секунд.

Чтобы подтвердить результаты полученных расчетов на основе аэродинамических продувок моделей и оценить влияние реальной конструкции летательного аппарата на его характеристики, натурный планер «M-2/F-2» был испытан в большой аэродинамической трубе Исследовательского центра имени Эймса. Перед началом летных испытаний исследователи провели серию наземных буксировок с целью проверки управляемости аппарата и устойчивости движения по земле. По мере накопления пилотом опыта управления планером увеличивалась скорость буксировки вплоть до отрыва от поверхности земли. Скорость отрыва составила 138,7 км/ч. Во время этих испытаний в буксировочный трос вставлялось динамометрическое звено, позволявшее измерить натяжение троса и получить данные о величине силы лобового сопротивления. Перед первым настоящим полетом было проведено около 60 буксировочных испытаний.

В качестве самолетов-буксировщиков испытывались самолеты «К-47» («С-47») и «Стирман» («Stearman»). Вертикальная скорость подъема у самолета «Стирман» оказалась недостаточной, поэтому выбор остановили на «С-47».

Известно, что из-за низкой удельной нагрузки на крыло самолета-буксировщика буксируемый летательный аппарат может попасть в его турбулентный след и стать неуправляемым.

Было проведено несколько буксировок с использованием планеров, которые позволили оценить ускорения при взлете, наиболее выгодное положение летательного аппарата при буксировке, длину буксировочного троса, с тем чтобы свести влияние турбулентного следа самолета-буксировщика к минимуму. Эти испытания показали, что расположение буксируемого летательного аппарата выше самолета-буксировщика и применение буксировочного троса длиной 300 метров сводит эти нежелательные эффекты к минимуму.

Перед первым полетом «M-2/F-1» было проведено четыре запуска твердотопливных ракетных двигателей (два статических и два динамических), укрепленных на его конструкции, для демонстрации конструкционной жесткости и влияния работающих двигателей на управляемость и устойчивость летательного аппарата. Первый динамический запуск был проведен во время наземной буксировки с поднятым передним колесом при скорости 110 км/ч. Пилот не отметил возмущений ни в плоскости тангажа, ни в плоскости рыскания. Второе испытание двигателей было проведено уже после освобождения буксировочного троса, когда летательный аппарат находился на высоте около 3 метров над поверхностью Земли и имел скорость 175 км/ч. При этом эксперименте также не наблюдалось вредных эффектов. Наоборот, пилот заметил некоторое улучшение устойчивости полета летательного аппарата.

Летные испытания проводились на авиабазе Эдвардс (штат Калифорния). Взлет осуществлялся со дна высохшего озера, а сам полет выполнялся по кругу с таким расчетом, чтобы летательный аппарат мог сесть на это дно в случае обрыва троса при наборе высоты. Отсоединение летательных аппаратов от самолета-буксировщика осуществлялось на высоте 3000–3900 метров, откуда совершалось свободное планирование.

Последние 600 метров высоты использовались пилотом для маневрирования при подготовке к посадке.

Летательный аппарат «M-2/F-1» имел на своем борту измерительную систему, позволяющую получить полную информацию о его устойчивости и характеристиках движения.

Весной 1964 года руководство НАСА приняло решение см необходимости продолжения работ по созданию летательных аппаратов с несущим корпусом для изучения их поведения на сверхзвуковых скоростях. В апреле были отобраны два проекта, предложенные фирмой «Нортроп». Первый представлял собой улучшенный вариант планера «М-2» – «М-2/Ф-2» («M-2/F-2»), дооснащенный ракетным двигателем.

Другим проектом стал «ХЛ-10» («HL-10»), разработанный в Исследовательском центре имени Лэнгли.

На аппарате «M-2/F-2» весом 2,5 тонны устанавливался ракетный двигатель «XLR-11» (такой же, что и на ракетоплане «Х-1») тягой 2700 килограммов, работающий на этиловом спирте с жидким кислородом. Ракетоплан буксировался самолетом «В-52» и сбрасывался на высоте 14 километров.

Управление «M-2/F-2» осуществлялось аэродинамическими рулями, расположенными в хвостовой части; продольное управление – элевонами, поперечное – дифференциальным отклонением поверхностей. Путевое управление осуществлялось расщепляющимися рулями, которые могли быть использованы и в качестве воздушных тормозов.

Первый испытательный полет «M-2/F-2» состоялся 2 июля 1966 года Отделившись от самолета-носителя на скорости около 500 км/ч, аппарат совершил четырехминутный планирующий полет, сделал два разворота на 90° и произвел горизонтальную посадку на скорости около 300 км/ч.

Максимальная скорость, достигнутая при этом полете, составила 727 км/ч.

В 1966–1967 годах на «M-2/F-2» было выполнено еще 14 испытательных полетов и началась подготовка к следующему этапу – летным испытаниям с ракетным двигателем.

Двигатель должен был позволить аппарату «M-2/F-2» набирать самостоятельно высоту около 24 400 метров и развивать скорость до 2200 км/ч.

Однако 10 мая 1967 года во время своего шестнадцатого полета аппарат «M-2/F-2» потерпел катастрофу при посадке; пилот при этом серьезно пострадал. Специалистам фирмы «Нортроп» пришлось делать новый аппарат, который получил обозначение «М-2/Ф-3» («M-2/F-3»).

Экспериментальный аппарат «M-2/F-3» имел следующие характеристики: полная длина – 6,8 метра, максимальный диаметр – 2,9 метра, полная масса – 3600 килограммов, масса топлива – 1300 килограммов, тяга ракетного двигателя – 2700 килограммов, компоненты ракетного топлива – жидкий кислород и спирт.

Полеты нового ракетоплана начались в июле 1970 года и закончились 21 декабря 1972 года, когда программа была закрыта. Всего «M-2/F-2» совершил 43 полета, в том числе с включенным ракетным двигателем. В ходе испытаний удалось достичь скорости в 1,6 Маха и высоты в 21 800 километров.

Полученные результаты впоследствии были использованы при разработке концепции космоплана «Х-30» («Х-30»).

Вторым проектом фирмы «Нортроп», получившим одобрение НАСА, стал космический корабль горизонтальной посадки «ХЛ-10» («HL-10»). Внешне этот аппарат очень походил на «M-2/F-2» и имел следующие характеристики: длина – 6,75 метра, максимальный диаметр – 4,6 метра, максимальный вес (с баками водяного балласта) – 4082 килограмма, вес топлива – 1300 килограммов.

На «HL-10» устанавливался ракетный двигатель «XLR-11».

Однако первые испытания аппарата проводились с выключенным двигателем, полет осуществлялся за счет планирования после отделения от самолета-носителя.

Первый полет аппарата «HL-10» состоялся 22 декабря 1966 года, последний (тридцать седьмой) – 17 июля 1970 года.

В ходе испытаний удалось достичь скорости 1,86 Маха и высоты 27 700 метров.

Летом 1970 года программа испытаний «HL-10» была объявлена закрытой в связи с сокращением финансирования.

Тем не менее сегодня отдельные исследователи высказывают осторожное предположение, что этот проект был передан группе «Сканк Уоркс», и в 1972 году состоялось еще два экспериментальных полета, в ходе которых воздушно-космический аппарат «HL-10» выводился на орбиту ракетойносителем «Титан-3Б/Аджена-Д» («Titan 3B/Agena D»).

Космический челнок «SV-5» («Х-24»)

В августе 1964 года ВВС объявили о начале программы «Старт» («START» от «Spacecraft Technology and Advanced Reentry Program»). Эта программа была призвана объединить все существующие проекты планирующих аэрокосмических аппаратов.

Она целиком вобрала в себя результаты, полученные по программам ракетопланов «Х-15» и «Х-20», а также ряд работ по исследованиям входа головных частей баллистических ракет в плотные слои атмосферы.

Вскоре среди участников программы выделилась фирма «Мартин», разрабатывавшая проект космического челнока «СВ-5» («SV-5»), который планировалось использовать для перевозки экипажей и грузов по трассе Земля – Орбитальная станция – Земля.

Космический корабль «SV-5» имел стреловидную «лодкообразную» форму и тупой нос почти сферического сечения.

Кривизна верхней поверхности значительно больше, чем нижней. Три вертикальных стабилизатора имели рули направления.

Управление тангажем осуществлялось элевонами, которые были дифференциально связаны для управления маневром с креном.

На режимах входа в атмосферу, где аэродинамических рулей недостаточно, использовались реактивные сопла. Предполагалось, что неравномерное разрушение абляционной защиты будет сильно сказываться на работе рулей управления.

По экономическим соображениям первые суборбитальные полеты планировалось осуществить на кораблях «SV-5» небольших размеров весом от 200 до 900 килограммов, без системы спасения. Одновременно с гиперзвуковыми испытаниями моделей было решено проводить летные испытания большого пилотируемого корабля «SV-5» на устойчивость и управляемость на дозвуковых режимах и на отработку посадки.

Первый летный эксперимент с беспилотной моделью «SV-5D» весом 405 килограммов (называемой также «Prime» – «Прима») был осуществлен 21 декабря 1966 года и закончился неудачей. Аппарат, запущенный по суборбитальной баллистической траектории с помощью ракеты-носителя «Атлас», после входа в атмосферу упал в океан, и спасти его не удалось.

Второй запуск, 5 марта 1967 года, также оказался неудачным.

Только при третьем запуске, 19 апреля 1967 года, экспериментаторы заполучили свою обгоревшую модель.

Помимо беспилотного аппарата, фирма «Мартин» разработала еще два варианта воздушно-космического самолета: учебный «SV-5J» с воздушно-реактивным двигателем и пилотируемый «SV-5P» для орбитального полета. В конце 1967 года программа «Старт» претерпела серьезные изменения и соответственно поменялись обозначения разрабатываемых аппаратов. Так, «SV-5D» стал называться «Икс-23» («Х-23»), a «SV-5P» – «Икс-24» («Х-24»).

В конечном виде экспериментальный аппарат «Х-24А» имел следующие характеристики: полная длина – 7,5 метра, максимальный диаметр – 4,2 метра, полная масса – 5192 килограмма, масса топлива – 2480 килограммов, тяга двигателя – 3845 килограммов, компоненты ракетного топлива – жидкий кислород и спирт, время работы двигателя – 225 секунд.

Летные испытания «Х-24А» продлились с 17 апреля 1969 года по 4 июня 1971 года, всего состоялось 28 полетов.

При этом экспериментальный аппарат сбрасывался с самолетаносителя «В-52». В ходе летных испытаний «Х-24А» достиг максимальной скорости в 1,6 Маха и максимальной высоты в 21 800 метров.

По результатам этих испытаний был построен экспериментальный воздушно-космический аппарат «Х-24Б» («Х-24В»), который позволил бы выйти на большие скорости и высоты с целью дальнейшего совершенствования аэродинамики и компоновки планера Характеристики «Х-24Б» были таковы: полная длина – 11,4 метра, максимальный диаметр – 5,8 метра, полная масса – 6258 килограмма, масса топлива – 2480 килограммов, тяга двигателя – 4444 килограмма, время работы двигателя – 225 секунд.

Во время летных испытаний, продолжавшихся с 1 августа 1973 года по 26 ноября 1975 года (64 полета в атмосфере, старт – с самолета-носителя «В-52») была достигнута скорость в 1,76 Маха и высота в 22400 метров.

Программа испытаний не была доведена до конца, поскольку как раз в то время была инициирована программа космического корабля многоразового использования «Спейс Шаттл» и проект двухступенчатой аэрокосмической системы с вертикальным стартом «Х-24 плюс Титан III», который обсуждался на этом этапе, пришлось отложить.

В результате были остановлены не только летные испытания «Х-24В», но и работы над двумя экспериментальными воздушно-космическими аппаратами «Икс-24Си» («Х-24С»), один из которых собирались снабдить парой прямоточных воздушно-реактивных двигателей, а другой – жидкостным ракетным двигателем «XLR-99», оставшимся в наследство от ракетоплана «Х-15». Конструкторы фирмы «Мартин» рассчитывали провести цикл испытаний этих аппаратов, включавший более чем 200 полетов, и достичь скоростей порядка 8 Махов. Однако 200 миллионов долларов, затребованные ими, так и не были никогда выделены.

Впрочем, некоторые историки считают, что работы над новыми образцами «Х-24» никто не прекращал и они продолжались еще некоторое время в режиме повышенной секретности – так называемый «черный проект».

Воздушно-космический аппарат «Scramjet»

Проекты самолетов-снарядов, разрабатываемые в конце 50-х годов, пробудили у американских конструкторов интерес к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям.

Не иссяк этот интерес и в более позднее время. Практически же он выразился в стремлении ВВС США получить правительственные ассигнования на так называемый проект «Скрамджет» («Scramjet»), представляющий собой гиперзвуковой летательный аппарат с ПВРД, у которого горение топлива осуществляется в сверхзвуковом потоке.

По данным, опубликованным в американской печати, проект «Скрамджет» не получил какого-либо одного конкретного воплощения. Различные фирмы, отдельные группы исследователей и проектировщиков представляют его поразному.

Один из наиболее широко задуманных вариантов «Скрамджет» – экспериментальный воздушно-космический аппарат с гиперзвуковым ПВРД в качестве основной двигательной установки – был предложен в середине 1960-х годов служащими Управления авиационных систем на авиабазе Райт-Паттерсон (штат Огайо). По внешнему виду аппарат напоминает самолет, у него есть крылья, органы управления и так далее. Однако фюзеляжа в обычном понимании у этого самолета нет. Его заменяет гиперзвуковой ПВРД. Он состоит из двух сопряженных основаниями конусов входного и выходного устройства и мощной цилиндрической конструкции, образующей сверхзвуковую камеру сгорания прямоточного двигателя.

Согласно замыслу авторов проекта, «Скрамджет» поднимается на высоту 35 километров и разгоняется до скорости 5600 км/ч с помощью специального гиперзвукового самолетаносителя. Затем, после отделения от носителя, он должен с помощью собственного гиперзвукового ПВРД развить скорость до 24000 км/ч (6,7 км/с), постепенно набирая при этом высоту до 55 километров. Дальнейший набор высоты, разгон до первой космической скорости и выход на орбиту должны осуществляться с помощью небольшого ракетного двигателя.

Другой воздушно-космический аппарат под тем же названием разработали конструкторы авиационной фирмы «Рипаблик». По замыслу авторов, «Скрамджет» должен самостоятельно взлетать с аэродрома и разгоняться до 3 Махов с помощью турбореактивного двигателя. Затем он должен постепенно переходить на режим гиперзвукового ПВРД. Для этого специальные створки перекрывают каналы подвода воздуха и вывода газов реактивной струи турбореактивного двигателя.

В это же время жидкий водород начинает подаваться в сверхзвуковую камеру сгорания, в данном случае – под узкое кольцо, охватывающее корпус аппарата. В режиме гиперзвукового ПВРД аппарат должен развить скорость, соответствующую 12 Махам, совершая полет на заданную дальность.

По заказу ВВС США фирма «Марквардт» совместно с авиакомпанией «Локхид» разработали еще один вариант гиперзвукового аппарата «Скрамджет», представляющий собой снаряд, оснащенный четырьмя гиперзвуковыми ПВРД.

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»

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».