Аппарат Dyna Soar (отдельно показан щиток, закрывавший переднее остекление кабины при входе в атмосферу)
Для довыведения аппарата «Dyna Soar» на околоземную орбиту предполагалось использовать твердотопливный двигатель тягой 18,1 т и с продолжительностью работы 13 с. Кроме того, этот РДТТ предназначался для аварийного увода изделия при отказе ракеты-носителя, в том числе и в момент старта. В последнем случае двигатель обеспечивал подъем ВКС на высоту 3 км, достаточную для выполнения пилотом маневра возвращения и посадки на аэродром; при усложнении ситуации он мог катапультироваться. На разных этапах проектирования масса аппарата «Dyna Soar» менялась в диапазоне 4,5—7,7 т. В связи с этим рассматривались и различные средства выведения ВКС — от модифицированной МБР «Титан-2» до ракет «Сатурн». Но в итоге наиболее оптимальным вариантом было признано использование ракеты «Титан-ЗС». Увеличение массы конструкции аппарата «Dyna Soar» приходилось компенсировать за счет полезного груза, что снижало эффективность практического применения изделия. В результате летом 1962 г. Министерство обороны снизило приоритет программы до уровня экспериментального проекта, получившего обозначение Х-20. Теперь в качестве основных задач пересмотренного проекта рассматривалось изучение условий гиперзвукового полета, маневрирования в верхних слоях атмосферы для посадки в заданном районе, оценка 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 бросковых испытаний с самолета должны были состояться суборбитальные запуски двух аппаратов «Dyna Soar» в 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 запусков аппарата «Dyna Soar» различной модификации. Общие затраты на изготовление нескольких образцов ВКС и 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 которую к тому времени достигли 410 млн долл. В качестве основных причин такого решения указывались значительные 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 инспектирования космических объектов решать с помощью ав-томатическик спутников, а позднее пилотируемых кораблей «Джемини» и орбитальных станций военного назначения MOL (Manned Orbiting Laboratory). В то же время специалисты высказывались и о 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 программой по освоению околоземного пространства, не были определены задачи военных и гражданских организаций, связанных с космическими разработками, й т.п. При этом Администрация президента Д. Кеннеди (1917—1963), сменившая в 1961 г. правительство Д. Эйзенхауэра (1890—1969), не была заинтересована в продолжении весьма сложного и рискованного 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 применения автоматических аппаратов, а для транспортного обеспечения программ с участием человека («Аполлон» и «Скай-лэб») было решено использовать корабли со спускаемой баллистической капсулой.
<<<Назад Страница 32 Далее>>>
<<<Назад Страница 33 Далее>>>
Экспериментальные аппараты и ракетопланы Выбранные для национальной космической программы приоритеты предопределили резкое снижение объемов финансирования работ по созданию ВКС. В связи с этим ВВС и NASA были вынуждены ограничиться лишь летной отработкой опытных моделей.
<<<Назад Страница 33 Далее>>>
<<<Назад Страница 34 Далее>>>
Ракетоплан Х-15 В 1959 г. начались полеты экспериментальных самолетов Х-15А, оснащенных ракетными двигателями. Основной задачей испытаний этих ракетопланов являлось изучение условий полета на гиперзвуковых скоростях и входа в атмосферу крылатых аппаратов, оценка новых конструкторских решений, теплозащитных покрытий, психофизических аспектов 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 значения скорости (М=6,72) и высоты (108 км) полета. Первое достижение остается непревзойденным и поныне. Второе 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 экспериментальных самолетов под общим (но не без исключений) 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; следует упомянуть Х-1, на котором в 1947 г. впервые был преодолен сверхзвуковой барьер, D-558—2 Skyrocket, предназначавшийся для оценки стреловидного крыла с дозвуковым профилем, Х-3 и Х-2, использовавшиеся для исследования термодинамических нагрузок на скоростях М=2—3. Вопрос о необходимости разработки нового экспериментального самолета, способного совершать гиперзвуковые полеты на высотах 20—80 км, стал обсуждаться военными и гражданскими специалистами в начале 1950-х годов. Побудительными мотивами к созданию нового ракетоплана, по своим характеристикам существенно превосходящего предшествующие модели, стали результаты анализа попавших к американцам материалов Э. Зенгера и И. Бредт по высокоскоростному стратегическому бомбардировщику. Общая концепция проекта 1226, позднее названного Х-15, была утверждена в конце 1954 г. Программа с исходной стоимостью 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 выборе заказчиков, руководство фирмы «North American» (впоследствии приобретенная корпорацией «Rockwell»), несколько недель обдумывало целесообразность своего участия в проекте: компания была достаточно загружена по военным программам, а этот авангардный проект с объемом заказа в три изделия, жесточайшими техническими требованиями, новыми конструкционными материалами и методами производства сулил лишь головную боль. Тем не менее консенсус был достигнут. Самолет Х-15А проектировался по схеме среднеплана с 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 дифференциальный стабилизатор и два киля — основной и под-фюзеляжный — с поворотными концевыми секциями (закон-цовка нижнего киля перед посадкой отбрасывалась). Неподвижные секции килей оснащались тормозными щитками. Поскольку частично полет самолета Х-15А должен был проходить за пределами атмосферы, то аэродинамическая система управления была дополнена реактивными двигателями ориентации и стабилизации, работающими на перекиси водорода. Блоки с 12 двигателями тягой 18—50 кг монтировались в носовой части аппарата и на законцовках крыла. Управление работой этих ЖРД осуществлялось с помощью отдельной ручки управления (всего их в кабине было три). Пространственное положение ракетоплана контролировалось по показаниям инерциальных блоков. Первоначально самолеты оснащались системой наведения фирмы «Sperry Gyroscope», а позднее блоками компании «Honeywell», подготовленными для аппарата «Dyna Soar». Для пилота, находившегося в герметизированной кабине, был разработан специальный высотный скафандр, полностью обеспечивающий условия жизнедеятельности. Таким образом, ракетоплан Х-15Астал своеобразным прототипом перспективных космических кораблей. Силовая конструкция планера изготавливалась в основном из нержавеющей стали и титана, внешняя обшивка из жаропрочного никелевого сплава инконель (Inconel-X), способного выдерживать температуры от -184 °С до 650 °С. Около 65% сборочных соединений в конструкции выполнялось сваркой. Наибольшие проблемы при разработке самолетов Х-15А возникли с созданием силовой установки. Проектированием кис-лородно-аммиачного двигателя XLR-99 с пустотной тягой 31,7т (на земле 25,8 т) занималась фирма «Reaction Motors» (подразделение компании «Thiokol»). Обеспечение требуемый характеристик (масса — 280 кг, повторный запуск, дросселирование тяги — до 40%) существенно задержали его поставку. Поэтому во избежание срыва сроков начала летных испытаний аппаратов Х-15Абыло предложено на первых двух изделиях установить два четырехкамерных двигателя XLR-11 тягой по 3,6 т. Ранее эти ЖРД, работавшие на жидком кислороде и спирте, использовались на ракетоплане Х-1. Сборка первого самолета Х-15Абыла завершена в октябре 1958 г. На торжественной церемонии передачи изделия заказчикам присутствовал вице-президент США Ричард Никсон (1913— 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 запуском двигательной установки спустя три месяца. Для проведения летных испытаний аппаратов Х-15Абыли переоборудованы два бомбардировщика В-52. Ранее использовавшиеся^ для запусков экспериментальных моделей самолеты В-29 и В-50 уже не подходили по своим характеристикам. На самолете В-52 новые ракетопланы крепились под правом крылом на специальном пилоне. Запуски аппаратов Х-15Апосле сброса с самолета-носите-ля над территорией шт. Невада проводились в юго-западном направлении с посадкой на базе Эдвардз (шт. Калифорния). Для обеспечения полетов выделялся воздушный коридор длиной 780 км и шириной 90 км с запасными аэродромами и PJIC, принимавшими информацию с борта ракетоплана (на самих аппаратах размещалось около 600 кг контрольно-измерительного оборудования, включая примерно 1000 датчиков давления, температуры и прочих параметров). Отделение ракетоплана происходило на высоте примерно 13,5 км. Практически сразу же пилот включал маршевый двигатель. В зависимости от задач полета, длившегося 10—12 мин, траектория ВКС представляла собой либо «горку» (при достижении максимальных высот), либо имела горизонтальный участок для разгона модели на высоте около 30 км. Уже на 15 полете (май 1960 г.) аппарат Х-15А, развив скорость 3377 км/ч, побил прежний неофициальный рекорд скорости, установленный в 1956 г. на ракетоплане Х-2. С начала 1961 г, после того как на аппаратах стал применяться штатный двигатель XLR-99, сложность испытаний резко возросла. В августе 1963 г. был установлен неофициальный рекорд 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 проводить на борту самолетов Х-15А прикладные и научные эксперименты. Тематика исследований была разнообразной: испытания теплозащиты для ракеты «Сатурн», отработка навигационного оборудования для программы «Аполлон», замеры плотности атмосферы, съемка звезд в ультрафиолетовом диапазоне, сбор микрометеоритов, исследования солнечного спектра и другие. К 1964 г. объем данных по подобным исследованиям и 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 летный образец, поврежденный при аварийной посадке, был оснащен подвесными топливными баками длиной 6,7 м и диаметром 0,96 м. После выработки запаса топлива массой 6,1 т и отделения от ВКС на высоте 21,6 км при скорости 0,61 км/с баки возвращались на землю с помощью парашютной системы.
Кроме того, центральная часть фюзеляжа модернизированного аппарата, получившего обозначение Х-15А-2, была удлинена на 0,73 м. В полученном дополнительном объеме были размещены баки для жидкого водорода, который предполагалось использовать при запусках экспериментального ПВРД. Сам двигатель должен был устанавливаться на месте подфю-зеляжного киля. Ниже после характеристик базовой модели приведены 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 результатам предварительных испытаний специалисты рассчитали максимально возможную скорость полета — М = 7,4 (для ее увеличения потребовались бы более сложные доработки конструкции планера и силовой установки). Подготовка к скоростным полетам заняла около двух лет. Особое внимание уделялось созданию теплозащиты ракетоплана, поскольку нагрев передних кромок крыла прогнозировался на уровне 1040—1100 °С (против зарегистрированных ранее 716 °С). По отдельному контракту с NASA компания «Martin» разработала абляционный материал MA-25S, представляющий собой силиконо-смоляную основу с наполнителем, активатором и стеклянной пудрой. Этим материалом, имеющим плотность 447 кг/м3, покрывалась с различной толщиной (0,4—7,6 мм) практически вся поверхность самолета площадью 111м2.Низкие прочностные характеристики покрытия MA-25S не позволяли его использовать на передних кромках крыла и оперения. В этих местах устанавливались литые профили из материала ESA-3560, изготовленного на силиконовой основе со стеклотканью. Плотность этого вещества составляла 862 кг/м3. Общая же масса теплозащиты ВКС достигла 204 кг. Выбор теплозащитных покрытий самолета Х-15А-2 предопределялся не только их техническими, но и эксплуатационными характеристиками. Одним из основных требований, предъявлявшихся к теплозащите, был непродолжительный период повторного нанесения материалов на изделие. Для покрытия MA-25S этот показатель составлял пять недель. Однако практически теплозащита на аппарате Х-15А-2 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 части сложную аэродинамическую интерференцию, вызвавшую семикратный рост тепловых нагрузок. В результате этого (неизвестного ранее) эффекта наложения тепловых потоков от различных скачков уплотнения температура на передней кромке киля достигла 1650 °С. После скоротечного уноса абляционного покрытия и разрушения конструкции пилона макет двигателя был сорван, а в подфюзеляжном киле образовался прогар размерами 7,5x15,5 см, что привело к повреждениям коммуникаций хвостового отсека самого ракетоплана. Тем не менее пилоту удалось совершить нештатную посадку. Проведенный анализ состояния самолета вынудил NASA и ВВС отказаться не только от дальнейших экспериментов с ПВРД, но и вообще от новых скоростных полетов. Восстановленный аппарат был передан в музей. Также остались нереализованными планы оснащения одного из аппаратов Х-15А дельтавидным крылом большой стреловидности и с вертикальными законцовками (в такой 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 мощным разгонным ЖРД, например кислородно-водородным J-2S — модернизированным вариантом двигателя с верхней ступени ракеты «Сатурн», а также ПВРД со сверхзвуковым горением. Отличительной особенностью последнего двигателя являлось то, что он в отличие от неудачно испытанного макета не монтировался на пилоне, а являлся составным элементом нижней части фюзеляжа (так называемая интегральная компоновка). Несмотря на утрату одного из самолетов и гибель его пилота в 1967 г., программа Х-15 считается наиболее успешной из экспериментальных проектов. При запусках изделия были получены уникальные данные о гиперзвуковых режимах полета крылатых аппаратов. В частности, было установлено, что при гиперзвуковом обтекании в пограничном слое формируется турбулентный поток, а не ламинарный, как предполагалось ранее, при этом удельные тепловые потоки оказались несколько меньше расчетных; что поверхностное трение при сверхзвуковых скоростях также ниже теоретического значения; что 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 высокоскоростными летательными аппаратами на всех этапах полета. В ряде случаев, эффективно используя ЖРД ориентации и аэродинамические исполнительные элементы, летчики осуществляли вход в атмосферу на скорости М=6 с углом наклона траектории -38° и при угле атаки аппарата 26°. Также успешно выполнялось маневрирование и управление энергией самолета на переходных режимах спуска и при посадке. Наконец, полеты ракетопланов подтвердили возможность эффективной работы человека в условиях невесомости. Статистика начального периода испытаний свидетельствует, что в 13 из первых 44 запусков без вмешательства пилота (или срабатывания резервных систем) самолет неминуемо потерял бы управление. Всего за весь период летных испытаний было осуществлено 199 полетов самолетов Х-15 (в стремлении завершить программу круглой цифрой было предпринято 11 безуспешных попыток очередного старта, однако большей частью из-за 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 использовались в последующих проектах, в том числе и при создании. МТКС «Спейс Шаттл», также проектировавшейся фирмой «North American». Более того, реально достигнутые при разработке и испытаниях ракетопланов характеристики стали основой для определения технических и эксплуатационных показателей перспективных многоразовых транспортных систем. Так, например, на разработку и изготовление планера, а также на проведение летных испытаний было израсходовано 45% бюджета программы (163 млн долл. по курсу 1957 г.); на создание маршевого ЖРД — треть указанной суммы. В итоге удельная стоимость готового двигателя составила 13 024 долл./кг, 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 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 (38%) занимало текущее обслуживание аппаратов, 12% уходило на ожидание хорошей погоды, 11% — на восстановительный ремонт конструкции (в основном шасси и остекления фонаря кабины), 7% — на ремонт двигательной установки. Некоторые из приведенных значений были использованы NASA в качестве контрольных параметров при подготовке технического задания на разработку МТКС «Спейс Шаттл», начавшейся в 1970 г. Шестидесятые же годы были полностью посвящены лунной программе. Поэтому работы по перспективным ВКС остались на уровне экспериментальных проектов, в ходе которых проводились запуски масштабных моделей, исследовались проблемы пилотирования аппаратов различных схем на сверх- и дозвуковых скоростях, создавались новые технологии...
<<<Назад Страница 34 Далее>>>
<<<Назад Страница 35 Далее>>>
Аппараты М2 И HL-10 В начале 1950-х годов на основе теоретических и экспериментальных исследований наиболее оптимальной формой головных частей перспективных баллистических ракет был признан затупленный носовой конус. Возникающий перед таким аппаратом при входе в плотные слои атмосферы отсоединенный скачок уплотнения существенно снижает тепловые 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 поверхность создается подъемная сила, позволяющая существенно, в сравнении с баллистическими капсулами, увеличить маневренность изделия при сходе с орбиты. По своим планирующим характеристикам летательные аппараты с несущим корпусом (такое название получила данная схема) занимают промежуточное положение между орбитальными самолетами и баллистическими капсулами. Если первые, обладающие гиперзвуковым качеством в 2,5—2,8, как, например, «Dyna Soar» и Х-15, обеспечивают при возвращении на Землю значительную боковую дальность и небольшие перегрузки, то капсулы затупленной конической или сферической формы с качеством 0,25—0,5, как у кораблей «Дже-мини» и «Аполлон», характеризуются прямо противоположными определениями названных параметров. Кроме того, использование спускаемых капсул в составе пилотируемых кораблей требует значительных затрат на обеспечение запуска и возвращение. Расчеты показали, что для гарантированного спасения отстреленной капсулы от отказавшей ракеты-носителя вдоль трассы полета необходимо разместить около 15 кораблей, тогда как для крылатого аппарата требуется только три судна, а это на порядок снижает стоимость поисково-спасательных работ. Меньшая маневренность аппаратов с несущим корпусом несколько увеличивает площадь района аварийной посадки и соответственно задействованных кораблей, но и в этом случае экономия средств в сравнении с первым вариантом будет весьма ощутимой — затраты сократятся примерно в 6 раз. К другим достоинствам «несущих корпусов» следует отнести высокое конструктивное совершенство (отсутствие крыльев, являющихся при запуске пассивной массой, и высокая плотность компоновки), возможность многоразового применения, более низкая в сравнении с традиционными ВКС стоимость разработки и т.п. Поэтому такие системы не могли не привлечь к себе внимания специалистов. В конце 1950-х годов специалистами Лаборатории им. Эймса, позднее получившей статус центра, была рассчитана модель спускаемого аппарата в виде затупленного полуконуса с плоской верхней поверхностью. Для путевой устойчивости предполагалось использовать два вертикальных киля, продолжавших обводы фюзеляжа. Возвращаемый космический аппарат такой конфигурации, названной М2, имел гиперзвуковое качество в пределах 1,4—1;5 единиц и допускал маневры в боковой плоскости в пределах 630—1450 км, а дальность его полета при сходе с орбиты достигала 5400 км (для капсулы типа «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 просчитано несколько схем для будущих ВКС с несущим корпусом. Среди рассмотренных вариантов наиболее перспективным был признан проект с обозначением HL-10 («Horizontal Landing» — «Горизонтальная посадка»; 10 обозначала 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. Учитывая высокие технико-эксплуатационные 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 корабля «Аполлон», находящегося на низкой околоземной 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 отдельных подразделений NASA. Один авиамоделист, ознакомившись со схемой аппарата М2, изготовил его масштабную модель и провел серию бросковых испытаний с небольшого беспилотного самолета. После ряда доработок изделие стало 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 резервных фондов 10 тыс. долл. на изготовление полномасштабного аппарата и помог найти фирму-изготовителя, а директор Центра Эймса согласился провести аэродинамические испытания готовой модели. Сборка аппарата M2-F1 («Manned»— «Пилотируемый», «Flight» — «Летный образец») началась осенью 1962 г. в одном из ангаров Центра Драйдена. Силовая конструкция модели длиной около 6 м изготовлялась из алюминиевых трубок, корпус — из фанеры (допуск на обводы фюзеляжа определялся 1,6 мм). На верхней (прямой) кромке хвостовой части изделия монтировались два элевона. Внешние алюминиевые кили, расстояние между которыми составляло 2,9 м, оснащались рулями направления; кроме того, на них с некоторым наклоном монтировались элевоны длиной по 68 см. Хорошие результаты продувок в аэродинамической трубе летной модели M2-F1, выполненных в феврале 1963 г., позволили приступить к рулежным испытаниям. Однако здесь стали возникать проблемы — в Центре Драйдена не нашлось подходящего средства для разгона изделия массой 450 кг. Но среди участников работ оказался профессиональный автогонщик, который помог приобрести по дешевке «Понтиак» с форсированным двигателем. Этот автомобиль обеспечивал разгон модели до скорости 160—195 км/ч. Начало испытаний также оказалось не очень удачным. Незначительные элементы управления отличались низкой эффективностью и не обеспечивали должной стабилизации изделия, при этом отрицательное влияние оказывали и спутный поток от автомобиля. Проблемы были решены путем усовершенствования управляющих поверхностей и отказа от центрального киля. Добившись хорошей управляемости аппарата M2-F1, интенсивность его испытаний резко увеличилась (в общей 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 (1926 г.р.) — единственным гражданским летчиком, когда-то отобранным в группу испытателей ВКС «Dyna Soar», — уговорили директора Центра Драйдена на отцепку аппарата от автомобиля для самостоятельного планирования. Директор пошел на риск, санкционировав эти эксперименты. Но это было ничто по сравнению с его последующим разрешением начать бросковые испытания модели с высоты 3—4 км, куда она буксировалась самолетом С-47. Для выполнения подобных полетов на аппарате было смонтировано катапультируемое кресло массой 77 кг, 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 эффективность рулей направления и элевонов. На высоте 610 м пилот приступил к выравниванию модели для посадки. В целом аппарат продемонстрировал хорошую управляемость и устойчивость. Однако при определенных режимах полета было зафиксировано явление «голландского шага» («Dutch roll»), заключающееся в возникновении при небольших углах атаки резких колебаний в плоскости крена или рыскания; также отмечалась чувствительность изделия к порывам ветра (поэтому на начальном этапе испытания проводились при скорости ветра не выше 2,5 м/с, позднее этот критерий был смягчен до 5—7,2 м/с). Директор NASA узнал об осуществленном полете лишь из запроса одного из конгрессменов, прочитавшего об эксперименте в одной из газет. Как водится, руководство Центра Драйдена ждали серьезные неприятности, но весомыми доводами в его защиту были эффектный полет принципиального нового аппарата и низкая стоимость выполненных работ (около 30 тыс. долл.). Поэтому после традиционного «разбора полета» и проведения доработок изделия испытания были продолжены. Достаточно успешная реализация программы M2-F1 (всего было осуществлено около 90 планирующих полетов с небольшим количеством аварийных ситуаций), создали весомые предпосылки для расширения работ по данной тематике. Летом 1964 г. NASA заключило с компанией Northrop контракты на разработку двух экспериментальных ракетопланов M2-F2 и HL-10, предназначенных для изучения характеристик аппаратов с несущим корпусом на небольших сверхзвуковых скоростях. Данные модели, изготовленные из алюминиевого сплава, предлагалось комплектовать ЖРД тягой около 4 т. Их запуски, как и ракетоплана Х-15, должны были осуществляться на высоте примерно 13 км с подкрыльевого пилона самолета В-52. По внешнему облику первая модель в основном повторяла базовое изделие — аппарат M2-F1: полуконус с плоской верхней поверхностью оснащался двумя вертикальными килями без внешних элевонов, их рули направления допускают 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 удлинен. В хвостовой части аппарата M2-F2 размещался подфюзе-ляжный щиток для управления по тангажу, верхняя поверхность корпуса завершалась парой щитков-элевонов, в проти-вофазе обеспечивавших управление по крену. Корпус аппарата HL-10, наоборот, представлял собой перевернутый полуконус с плоским днищем й закругленной верхней частью фюзеляжа. Кроме того, эта модель имела центральный киль. На верхней поверхности хвостовой части монтировались два трапециевидной формы элевона с небольшими щитками. Центральный киль имел разрезной руль направления, а на внешних килях монтировались балансировочные панели. Эти панели вместе с щитками элевонов применялись для стабилизации изделия только на этапах транс- и сверхзвукового полета; после активного участка при планировании на скорости М=0,6—0,8 они фиксировались во избежании резкого снижения аэродинамического качества при посадке. Расчетная скорость приземления оценивалась примерно в 360 км/ч.
Аппарат
M2-F2 на подкрыльевом пилоне самолета
В-52
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 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 транспортировке самолетом В-52, и т.п. Приборное оборудование моделей M2-F2 и HL-10 также отличалось простотой — при первых полетах на них отсутствовали даже датчики пространственного положения. Среди основных измерительных приборов назывались высотомер, акселерометр, датчики скорости, угла атаки и скольжения. Оба аппарата оснащались однотипным двигателем XLR-11 тягой 3,6 т, применявшимся непродолжительное время на самолете Х-15. Для увеличения дальности полета при 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.
<<<Назад Страница 35 Далее>>>
<<<Назад Страница 36 Далее>>>
Аппараты М2 И HL-10 (Часть 2) Первый планирующий полет аппарата M2-F2 состоялся 12 июля 1966 г. Модель массой 2,67 т была отделена от 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 модели началось при горизонтальной скорости 504 км/ч. Постепенно скорость снижения была уменьшена с 75 до 3 м/с, а горизонтальная скорость при касании поверхности земли составила 306 км/ч. Автономный полет изделия продолжался 3 мин 37 с. При 16-м полете (10 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 M2-F2 было решено восстановить и существенно доработать конструкцию. Для обеспечения поперечной устойчивости на модели, получившей обозначение M2-F3, был установлен центральный киль, а также 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 летных испытаний, завершившихся в 1972 г., ракетоплан M2-F3 использовался для решения ряда вспомогательных задач, например, для отработки системы дистанционного управления изделием (подобное оборудование предполагалось создать для МТКС «Спейс Шаттл»), а также для оценки летных характеристик модели при предельно допустимых высотно-ско-ростных режимах полета. Начало бросковых испытаний аппарата HL-Юс самолета В-52 также было осложнено серьезными проблемами. После первого же автономного полета, состоявшегося в декабре 1966 г., модель потребовала серьезных доработок — управляемость изделия в поперечном направлении была признана крайне неудовлетворительной, при разворотах эффективность элевонов резко падала. Для устранения недостатков 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.