Аппарат х-24а

Внешние кили оснащались разрезными рулями направления, верхние секции которых считались основными. В хвостовой части аппарата Х-24А располагалось по две пары щитков-элевонов, выполнявших функции руля высоты (при симметричном смещении) и элеронов (при дифференциальном отклонении). Возможности пилота по изменению угла тЯйга-жа определялись диапазоном от - 25 до + 35°. Кроме того, в ходе полета проводилась автоматическая балансировка управляющих поверхностей в зависимости от скорости полета и угла атаки. Таким образом, модель Х-24А стала одним первых летательных аппаратов, на которых была реализована система активного управления. Несмотря на подобные новшества, сложность управления аппаратом оказалась достаточно высокой. Общее число индикаторов, датчиков и переключателей, размещенных в кабине пилота, почти в полтора раза превысило приборную оснащенность моделей M2-F2 и HL-10. Обшивка корпуса аппарата Х-24А изготавливалась из алюминиевого сплава. В герметизированной кабине монтировалось катапультируемое кресло, обеспечивающее покидание самолета на нулевой высоте и при нулевой скорости. Основные характеристики изделия представлены в сводной таблице 2.2. Силовая установка ракетоплана Х-24А комплектовалась основным — четырехкамерным двигателем XLR-11-RM-13 тягой 3,62 т и двумя вспомогательными тягой по 181 кг, предназначенными для увеличения скорости при нештатной посадке. Цилиндрические баки жидкого кислорода и несколько разбавленного спирта для маршевого ЖРД размещались в центральной части фюзеляжа. Запуски аппаратов Х-24А осуществлялись с борта самолета В-52 на высоте 13,5 км и при скорости М=0,6—0,8. Полетам с включенным маршевым ЖРД, начавшимся в марте 1970 г., предшествовал длившийся почти год этап бросковых испытаний, в ходе которых отрабатывалась техника захода на посадку. В штатном режиме активный полет аппарата Х-24А выполнялся по следующей схеме: после отделения от самолета и достижения высоты около 20 км модель выполняла «горку». На высоте 6—8 км начинались маневры: виражи влево и вправо, изменение угла тангажа, выравнивание и посадка со скоростью 260—574 км/ч. В период с апреля 1969 г. по июнь 1971 г. было осуществлено 28 запусков модели Х-24А. Учитывая заинтересованность многих организаций в развитии аппаратов с несущим корпусом, компания «Martin Marietta» на собственные средства изготовила два аналога аппарата Х-24Ас турбореактивным двигателем J60 тягой 1,5 т. Эти модели с рабочим обозначением SV-5J были рассчитаны на самостоятельный взлет с аэродрома и набор высоты для последующего планирующего спуска. Однако данная инициатива, имевшая в первую очередь учебно-тренировочные цели, не была поддержана правительственными структурами, и проект был закрыт. Среди причин отказа от закупки модели SV-5J, вероятно, следует назвать незначительный объем данных, который можно было бы получить при ее испытаниях. В то время как отличительной особенностью всех исследовательских работ по аппаратам с несущим корпусом являлось разнообразие аэродинамических схем. Летом 1971 г. ВВС объявили о создании на базе модели Х-24А ракетоплана Х-24В. В целя^ экономии средств в составе нового изделия широко применялись отдельные элементы силовой конструкции и бортовые системы предшественника, включая маршевый ЖРД. Качественным же изменениям подверглась аэродинамическая схема модели. Треугольный в плане фюзеляж с плоским днищем приобрел двойную стреловидность — в носовой части 78°, в хвостовой 72°. Подобная форма обеспечила изделию гиперзвуковое качество около 2,5. При этом дальность бокового маневра при сходе с орбиты увеличилась бы до 2000—2400 км. Выбранная схема с обозначением FDL-8X была рассчитана специалистами Лаборатории аэродинамики полета FDL (Flight Dynamics Laboratory), входящей в структуры ВВС, для перспективных ударных и разведывательных аппаратов с крейсерской скоростью М=4—12. Заданные для модели Х-24В показатели максимальной скорости (М=1,5—1,7) и высоты полета (18—20 км) определялись лишь мощностью двигательной установки и прочностью алюминиевого корпуса. (Позднее ВВС предполагали изготовить две усиленные модификации этой модели — одну для отработки перспективных ВРД, а другую для изучения условий полета при возвращении с орбиты. Однако эти планы воплощения не получили.) Управляющие поверхности хвостовой части фюзеляжа и вертикальных килей модели были сохранены с базового изделия. Однако обе пары щитков стали теперь использоваться только в качестве руля высоты. Для поперечного управления было решено использовать два внешних элерона, установленных в расширенной части корпуса. Таблица 2.2 Основные характеристики ракетопланов Х-24А и Х-24В

Программа летных испытаний аппарата Х-24В состояла из трех этапов каждый продолжительностью около года. В ходе первого из них, начавшегося летом 1973 г., была проведена серия бросковых испытаний и активных полетов с целью общей оценки модели. Потом началось усложненное пилотирование на различных скоростных режимах, траекториях, высотах, эксперименты по изучению взаимодействия элементов управления и т.п. Затем модель стала применяться для обеспечения других программ, в первую очередь «Спейс Шаттл». При реализации последней программы широко использовались данные, полученные при создании и испытаниях всех ракетопланов с несущим корпусом. Тем не менее летные характеристики аппарата Х-24В и мастерство его пилотов оказались решающими факторами при решении весьма значимого вопроса о применении в составе орбитального корабля МТКС вспомогательных двигателей для активного маневрирования на заключительном этапе спуска и при посадке. Летчики, испытывавшие ракетопланы, считали неоправданным наличие на орбитальной ступени дополнительной силовой установки с соответствующим запасом топлива. В любом случае выход в зону включения посадочных двигателей требует достаточно высокой точности при планировании. Анализ условий экспериментальной посадки модели HL-Юс работающими ЖРД показал, что в таком режиме процесс управления изделием только усложняется, и нагрузка на пилота существенно возрастает. Окончательное решение по проблеме было принято в августе 1975 г., когда два испытателя— один от NASA, а другой от ВВС — выполнили штатные полеты на аппарате Х-24В с демонстрационной посадкой на бетонную полосу базы Эдвардз. В обоих случаях при спуске с высоты около 18 км и с углом планирования 24° летчики обеспечили точность приземления около 1,5 м.

^{Посадка аппарата Х-24В}

По мнению испытателей, подобную посадку можно было бы произвести на любом из созданных аппаратов с несущим корпусом. Однако по своим летным и пилотажным характеристикам ракетоплан Х-24В был признан наилучшим. Далее по составленному летчиками рейтингу следовали модели HL-10, M2-F3 и Х-24А (вкл. 18).

<<<Назад Страница 39 Далее>>>

<<<Назад Страница 40 Далее>>>

Аппарат Х-38 С началом разработки МТКС «Спейс Шаттл» исследования по перспективным воздушно-космическим самолетам и ракетопланам были практически приостановлены. Конструкторский интерес к аппаратам: с несущим корпусом вновь стал проявляться в конце 1980-х — начале 1990-х годов. Наиболее крупные программы, предполагавшие создание ВКС с такой аэродинамической схемой, освещены ниже. Этот же раздел завершает проект Х-38, непосредственно связанный с разработками прошлых лет. В 1998—2001 гг. в рамках программы Х-38 NASA провело серию летных испытаний возможного прототипа спускаемого с орбиты аппарата Crew Return/Rescue Vehicle (CRV), предназначенного для экстренной эвакуации экипажа Международной космической станции (МКС) при возникновении различных кризисных ситуаций: крупной аварии на борту орбитального комплекса, серьезного заболевания кого-Либо из астронавтов или приостановления полетов МТКС «Спейс Шаттл». На начальном этапе сборки и эксплуатации МКС эти функции должен выполнять российский трехместный корабль «Союз». Позднее, когда численность экипажа станции возрастет до шести-семи человек, потребуется более вместительный спускаемый аппарат, а возможно, и не один. В 1995 г. Центр Джонсона в инициативном порядке приступил к изучению проектного облика корабля спасения CRV. В качестве основных требований, предъявленных к перспективному изделию, указывались следующие: — продолжительность нахождения в космосе в составе МКС — один год с возможностью увеличения срока до трех лет; — доставка к станции — на борту МТКС «Спейс Шаттл» или обычными ракетами; — вместительность — 6 человек без скафандров; — время, необходимое для отделения от МКС, — несколько минут; — продолжительность автономного полета — 9 ч; — точность приземления — 9 км. Для корабля CRV специалистами рассматривался традиционный набор аэродинамических схем: баллистическая капсула, несущий корпус и крылатый аппарат самолетного типа. Последний был отклонен из-за высокой стоимости и сложности проекта (например, создание гидравлических систем, рассчитанных на длительное пребывание в космосе, представляется трудноразрешимой задачей). Незначительная боковая дальность спускаемых капсул при необходимости посадки в заданном районе ставила дилемму: либо увеличение длительности автономного полета в космосе до 18 ч для прохождения определенной точки схода с орбиты, либо активное использование бортовой двигательной установки. И то и другое приводило к существенному увеличению массы изделия: в первом случае в результате повышения ресурса систем жизнеобеспечения, а во втором из-за дополнительных запасов топлива. Таким образом, наиболее оптимальным вариантом оказался аппарат с несущим корпусом. Маневренные характеристики таких ВКС позволяют осуществлять сход с орбиты каждые 3—4,5 ч. Проблемы, связанные с низким аэродинамическим качеством на дозвуковых скоростях: некоторые сложности пилотирования, высокая посадочная скорость до 460 км/ч, длинный пробег и т.п., были исключены отказом от обычной самолетной посадки. Приземление корабля CRV должна обеспечить парашютная система типа летающее крыло. В этом случае горизонтальная скорость изделия при касании земли опорами лыжного шасси не превысит 65 км/ч, вертикальная составляющая будет около 3,6 м/с, что соответствует нормам безопасности, в том числе и для больных или травмированных астронавтов. Другим преимуществом такой посадки является то, что исключается необходимость нахождения на борту аппарата профессионального пилота. Полет корабля CRV проводится в автоматическом режиме. Участие астронавтов ограничивается лишь выбором места посадки и времени схода с орбиты, а также управлением парашютом на заключительном участке спуска. Изучение условий полета корабля CRV на различных этапах возвращения на Землю и отработка ключевых элементов перспективного ВКС стали основными задачами проекта Х-38. Данный проект был утвержден с весьма ограниченным бюджетом, что соответствовало выдвинутой в те годы руководством NASA концепции «Быстрее, лучше, дешевле» (Faster, Better, Cheaper). Поэтому на создание четырех экспериментальных аппаратов (двух для бросковых испытаний и двух для выполнения реального космического полета) выделялось 80 млн долл. На реализацию всей программы CRV, предусматривавшей создание четырех штатных кораблей, предполагалось израсходовать всего 500 млн долл., тогда как разработка спускаемой капсулы типа применявшейся в составе корабля «Аполлон» тогда оценивалась в 2 млрд долл.(После начала работ по проекту Х-38 выявилось резкое несоответствие утвержденного бюджета реальным затратам, в связи с чем NASA было вынуждено существенно увеличить ассигнования на разработку экспериментальных моделей, ограничившись при этом испытанием одного орбитального аппарата.) В целях экономии средств специалисты Центра Джонсона решили сократить объем предварительных исследований и выбрали в качестве прототипа новых экспериментальных аппаратов ракетоплан Х-24А. Данное решение было продиктовано наиболее детальной цроработкой последнего изделия: только продолжительность продувок его масштабных моделей в аэродинамических трубах составила 5000 часов. Кроме того, в отличие от других аппаратов с несущим корпусом схема этого ракетоплана была испытана не только на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях, но и в условиях суборбитального полета и входа в атмосферу на высоких гиперзвуковых скоростях (имеются в виду запуски моделей Х-23А). В итоге аппараты Х-38 практически полностью повторили конфигурацию базового изделия вплоть до обводов фонаря кабины пилота (наиболее заметным их отличием стало отсутствие центрального киля). При создании новых моделей представители фирмы «Scaled Composites», которая стала головным разработчиком, попросту снимали шаблоны с аппарата SV-5J, находящегося в музее Академии ВВС. Также для упрощения расчетов были завышены предельно допустимые нагрузки на корпус изделия, и вместо традиционного для аэрокосмической промышленности коэффициента 1,4 был принят троекратный запас прочности. Для проведения бросковых испытаний аппарата Х-38 было изготовлено две модели У-131и V-132, к орбитальному полету готовилась модель V-201. Первые представляют собой 80%-ную копию корабля CRV, их длина составляет 7,2 м, поперечный размер — 4,5 м, а масса — 6-6,З т. Модель V-201 длиной 9 м, шириной 5,4 м и массой около 9 т практически идентична штатному изделию. Корпус моделей серии «130» выполнен в основном их композитов, у орбитального аппарата кабина экипажа и хвостовой отсек имеют алюминиевую конструкцию и обшивку с покрытием из графито-цианатного материала на эфиро-эпоксид-йой основе (graphite-cyanate ester ероху). Для его теплозащиты предлагалось применять усовершенствованные плитки с орбитальной ступени МТКС «Спейс Шаттл». Двигательная установка изделия, которая должна сбрасываться перед входом в плотные слои атмосферы, комплектуется восемью гидразинными ЖРД тягой по 11 кг каждый. Отличительной чертой проекта Х-38, как и всей программы создания МКС, является его международный характер. Активным партнером NASA стало Европейское космическое агентство ESA, также проводящее исследования по многоразовым авиационно-космическим системам. Значительный объем работ по аэродинамическому расчету модифицированной модели был выполнен французской компанией «Dassault», хвостовой отсек, носок и передние кромки килей изготовлены немецкими фирмами «MAN Technologie» и DASA (ныне входящей в состав консорциума EADS), посадочные опоры спроектированы в Испании и т.п. Бросковые испытания аппаратов Х-38, которые проводились на базе Эдвардз, начались в марте 1998 г. с десятимесячным отставанием от первоначально составленного графика работ. Целью первого полета была отработка техники развертывания парашютной системы, поэтому использовавшаяся модель V-131 никаких маневров не выполняла (все управляющие поверхности: два под фюзеляжных щитка и рули направления на килях находились в фиксированном положении). Отделение аппарата от самолета В-52 произошло на высоте 7 км при скорости 323 км/ч (вкл. 17). На 4 с свободного полета был осуществлен выброс тормозного парашюта диаметром 18 м, который размещался в хвостовой части корпуса. После перецепки строп парашюта на передний узел подвески (Т+11с) началось вращение изделия, завершившееся после двух полных оборотов. На высоте 4,5 км в момент Т+54 с сработала система раскрытия основного купола площадью 510 м2 (этот парашют-крыло имеет размах 43 м и массу 362 кг, для штатного изделия готовился парашют площадью 680 м²). Данная операция, длившаяся около 30 с, сопровождалась противоположным вращением модели, кроме того, произошел частичный разрыв одной из секций парашюта. Тем не менее это не привело к ухудшению ситуации и на высоте 3,6 км спуск стабилизировался, скорость снижения уменьшилась до 6—9 м/с при горизонтальной составляющей в 63—90 км/ч. В момент касания земли данные параметры имели значение 5,1 м/с и 61 км/ч соответственно. Перегрузка при этом достигла 11,4 единицы, смягчение удара обеспечили сминаемые амортизаторы опор с рабочим ходом 56 см. Общая продолжительность полета составила 7 мин 19 с, дальность перелета — 2,9 км.