Ракета «Атлас-5» серии 500 на пусковой платформе
Так же как и фирма «Boeing», компания «Lockheed Martin» планирует комплектовать ракеты «Атлас-5М» несколькими (от одного до пяти) твердотопливными ускорителями, на их число будет указывать вторая цифра в обозначении модели семейства (по третьей цифре определяется количество маршевых ЖРД ступени «Центавр»). По контракту стоимостью 500 млн долл., заключенному в 1999 г., фирма «Aerojet» разработала ТТУсо следующими характеристиками : — максимальная тяга — 177 т, — масса — 45,3 т, — длина — 20,4 м, — диаметр — 1,5 м, — продолжительность работы — 95 с. Характерной чертой нового ускорителя, первое испытание которого состоялось летом 2001 г., является монолитная конструкция изделия; подобные РДТТ еще не изготавливались. Использование трех таких ТТУ в составе ракеты «Атлас-5» серии «400» (модель «431») позволит увеличить грузоподъемность изделия с 4,95 т до 7,64 т (на переходной орбите). Максимальными возможностями по выведению грузов (8,67 т) будет обладать модель «552» с пятью ускорителями. Ракета «Атлас-5Н» грузоподъемностью 13 т должна была представлять собой сборку модели «501» с двумя жидкостными ускорителями, созданными на базе блока ССВ. Однако в 2000 г. компания «Lockheed Martin» приостановила работы по этому варианту.
<<<Назад Страница 13 Далее>>>
<<<Назад Страница 14 Далее>>>
Справочные данные. Жидкостный ракетный двигатель RL-10A-4—1 (ВКЛ. 6) Разработчик — «Pratt and Whitney». Применение— ступень «Центавр» ракет «Атлас-2А» (1995—2004), «Атлас-3» (с 2000 г.), «Атлас-5» (с 2002 г.). Начало эксплуатации — 1995 г. «Сухая» масса— 168 кг. Длина— 1,78 м (в сложенном состоянии), 2,29 м (с развернутым насадком). Максимальный диаметр — 1,17 м. Окислитель — жидкий кислород, расход компонента 19,1 кг/с. Горючее — жидкий водород, расход компонента 3,45 кг/с. Соотношение компонентов — 5,5. Насос окислителя: — масса — 11,3 кг; — скорость вращения — 14 950 об/мин; — давление подачи — 57,6 атм. Насос горючего: — масса — 34 кг; — скорость вращения — 37 400 об/мин; — давление подачи — 94,6 атм; Давление в камере сгорания — 41,5 атм. Сопло: — длина — 1,19 м (основная часть), 1,7 м (с сопловым насадком); — диаметр— 1,02 м (основная часть), 1,17 м (соплового насадка); — степень расширения — 84:1. Удельный импульс (в вакууме) — 451 с. Тяга (в вакууме) — 10,1 т. Максимальный ресурс — 3000 с (при многократном включении).
<<<Назад Страница 14 Далее>>>
<<<Назад Страница 15 Далее>>>
Ракеты компании «Lockheed Martin» (Часть 3) За шесть лет реализации программы EELV общий замысел проекта претерпел значительные изменения, что не могло не сказаться на требованиях, которые предъявляются к подрядчикам. В связи с планами военного ведомства по существенному сокращению массы своих перспективных аппаратов ВВС сочли целесообразным ограничиться созданием одной РН тяжелого класса, а именно «Дельта-4Н». В результате переговоров ВВС и компания «Lockheed Martin» пришли к соглашению о том, что проектные работы по ракете «Атлас-5Н» будут завершены, но производство ее летных образцов откладывается на неопределенное время. Кроме того, ВВС отказались от использования ракет «Атлас-5» для выведения спутников на полярные орбиты, в связи с чем была прекращена модернизация стартового комплекса SLC-3W, расположенного на базе Ванденберг. Производство блоков ССВ развернуто на заводе в Литлто-не — пригороде Денвера (шт. Колорадо), где в настоящее время изготовляются ступени ракет «Атлас» и «Титан». Производственные мощности предприятия позволяют ежегодно выпускать до 20 ракет «Атлас-5». Доставка ступеней к месту старта осуществляется транспортными самолетами. Запуски ракет «Атлас-5» с м. Канаверал производятся со стартовой площадки LC-41, ранее применявшейся для ракет «Титан-ЗС», «Титан-ЗЕ» и «Титан-4». Работы по модернизации этого комплекса были выполнены фирмой «Hensel Phelps Constraction». Основной целью при создании наземного комплекса ракет «Атлас-5» являлось максимальное сокращение трудозатрат при подготовке изделий к полетам. Поставленная задача была решена за счет компактного, размещения основных средств комплекса, централизации управления всеми работами, выполняемыми на технической и стартовой позициях, автоматизации процессов контроля и т.п. В результате вся наземная инфраструктура ракет «Атлас-5» включает в себя только три крупных сооружения, а численность занятого технического персонала составляет 225— 265 человек. Для сравнения можно привести следующие данные: для предстартовой подготовки ракет «Атлас-2А» использовалось 17 корпусов и зданий, принадлежащих либо правительству, либо промышленным подрядчикам, а в работах по обеспечению запусков этих ракет участвовали 300— 350 специалистов. Основным элементом наземного комплекса ракет «Атлас-5» стал Эксплуатационный центр — ASOC (Atlas-5 Spaceflight Operations Center), объединивший многие технические службы. Четырехэтажное здание, расположенное в 6,4 км от стартовой площадки LC-41, заняло площадь 2800 м2. Под Центр управления запуском LCC (Launch Control Center) отведен двухэтажный зал с 25 рабочими местами с мониторами. Перед операторами на стене находится большой экран общего отображения информации. Амфитеатром по отношению к Центру LCC расположились Инженерно-технический центр — EOC (Engineering Operations Center) на 20 рабочих мест, Административный центр — MOS (Mission Operations Center), а также пять компьютерных центров для информационного обеспечения работ. Практически все эти помещения имёют стеклянную стену, выходящую в основной зал Центра LCC. Зал предполетной подготовки ракет «Атлас-5» рассчитан на одновременное обслуживание шести изделий. Здесь проводятся монтаж различных бортовых систем, установка электронного оборудования, пиротехнические устройства и т.д. Поскольку значительная часть проверок и испытаний осуществляется на заводе-изготовителе, то на выполнение работ в Центре ASOC отводятся сутки. Полностью укомплектованные и проверенные ступени РН доставляются в корпус вертикальной сборки — VIF (Vertical Integration Facility) высотой 89 м. Установка ракеты на мобильную пусковую платформу начинается за девять дней до назначенной даты старта. Практически все операции по предполетной подготовке намечается проводить в корпусе VIF, поэтому на стартовую площадку ракета доставляется за 12 час до запуска. Подобная схема позволяет существенно снизить вероятность отмены полета из-за неблагоприятной метеорологической обстановки. Предстартовая подготовка полезного груза ракет «Атлас-5» выполняется на коммерческой основе фирмой «Astrotech», производственные помещения которой располагаются за пределами космодрома. Для проведения работ по обслуживанию КА, которые должны, выводиться ракетами EELV: и «Атлас-5», и «Дельта-4», фирма «Astrotech» построила специализированный корпус площадью 4650 м2. После выполнения регламентных работ полезный груз, установленный под головным обтекателем, доставляется в корпус VIF. Транспортировка ракеты «Атлас-5» из сборочного корпуса к стартовой площадке, расстояние между которыми составляет 550 м, осуществляется в вертикальном положении на мобильной пусковой платформе массой 700 т с кабель-заправочной мачтой высотой 56,4 м. Для перевозки используются два дизельных локомотива, за которыми следуют вагоны со вспомогательным оборудованием. Впервые штатная операция по доставке полностью укомплектованной ракеты к месту старта была проведена в начале 2002 г. Выбранная для ракет «Атлас-5» мобильная схема запуска, отработанная на моделях семейств «Титан-3» и «Титан-4», предполагает минимальное количество оборудования на стартовом комплексе, что позволяет сократить ущерб в случае аварии ракеты при взлете. Помимо пусковой платформы самыми крупными сооружениями на площадке являются четыре молниеотвода высотой 104 м. Значительная часть работ по модернизации стартового комплекса LC-41 (на сумму 300 млн долл.) была оплачена компанией «Lockheed Martin» из собственных фондов. Общие же затраты корпорации на программу «Атлас-5» составили 1 млрд долл. Первый старт ракеты «Атлас-5» состоялся 21 августа 2002 г. Для выведения коммерческого спутника связи «Hot Bird-б» массой 3,9 т применялась ракета «Атлас-5» модели 401, оснащенная верхней ступенью «Центавр» с одним маршевым ЖРД (вкл. 4). Полет состоялся с трехмесячным опозданием от установленного три года назад срока, и это было признано представителями ВВС административно-организационным успехом компании-разработчика. Задержки с проведением полета стали следствием детальных проверок как самой транспортной системы, так и полезного груза. При предстартовой подготовке ракеты потребовалось провести отдельные испытания кабель-заправочного оборудования стартовой площадки. В общей сложности в период с марта по июль 2002 г. состоялось три комплексных испытания всей ракетно-космической системы с полной заправкой изделия. В ходе этих работ предпусковые операции доводились практически до запуска маршевого двигателя первой ступени РН — до момента Т-1 с. Кроме того, были отработаны операции по аварийному прекращению предстартового отсчета в момент Т-45 с. Несмотря на то что в штатном режиме работы на стартовой площадке должны длиться менее суток, перед первым полетом ракета «Атлас-5» была доставлена к месту запуску за два дня до назначенного срока. После установки мобильной платформы на площадке началась заправка первой ступени ракеты керосином (56,8 тыс. л). Закачка жидкого кислорода (113,5 тыс. л), а также заправка второй ступени «Центавр» проводились в день запуска. Важной особенностью стартового комплекса LC-41 является автоматическая стыковка заправочного оборудования и заправка ракеты топливом. Подобные системы впервые были разработаны российскими специалистами. Продолжительность предпусковых операций при подготовке к первому полету ракеты «Атлас-5» составила 580 мин. Команда на запуск двигателя первой ступени была подана в момент Т-2,7с. Сразу после этого сработали водонапорные системы охлаждения пусковой платформы и шумоглушения; из резервуаров первой было подано 454 тыс. л воды, а второй — 66,2 тыс. л. Подъем ракеты «Атлас-5» со стартовой массой 334 т осуществлялся при тяговооруженности 1,2. В момент Т + 17 с на высоте 240 м начался разворот по каналу тангажа. На сотой секунде полета после прохождения участка максимального скоростного напора тяга двигательной установки первой ступени была доведена до 95%, затем она изменялась исходя из максимально допустимой для полезного груза перегрузки в 5 g. На 4 мин полета перед полной выработкой компонентов топлива тяга ЖРД была снижена до 47%. Отделение первой ступени обеспечили восемь тормозных двигателей малой тяги. В этот момент ракета находилась на высоте 108 км и имела скорость 4,9 км/с.Продолжительность работы второй ступени «Центавр» при первом включении составила 11 мин. После полета по баллистической траектории, в течение которого ракета пересекла Атлантический океан, был произведен повторный запуск блока «Центавр». За 4 мин работы ступень вышла на переходную орбиту с параметрами 306 х 44 575 км. Отделение полезного груза состоялось на 31 мин после старта ракеты. Анализ телеметрической информации показал высокую точность выведения спутника «Hot Bird-б». Среди незначительных аномалий были отмечены нерасчетные вибрации внешнего трубопровода подачи окислителя и некоторое повышение температуры в ряде отсеков ракеты. В мае и июле 2003 г. состоялись еще два успешных полета ракет «Атлас-5» с коммерческими спутниками на борту. В ходе последнего запуска, ставшим 66-м безаварийным стартом за последние десять лет эксплуатации всего семейства «Атлас», использовалась модель с двумя твердотопливными ускорителями.
<<<Назад Страница 15 Далее>>>
<<<Назад Страница 16 Далее>>>
Планы эксплуатации ракет Несмотря на высокий риск использования новых, не прошедших летные испытания транспортных систем, за счет снижения стоимости запуска компаниям «Boeing» и «Lockheed Martin» удалось найти коммерческого заказчика для первых своих ракет. Таким образом, можно сказать, что одна из задач программы EELV — повышение конкурентоспособности американских фирм на рынке пусковых услуг — в некоторой степени уже решена. Однако резкое снижение коммерческого грузопотока в космос не позволяет надеяться американским компаниям, равно как и другим участникам рынка, на высокую доходность своих РН. Остепени сокращения объемов производства коммерческих спутников можно судить по следующему факту. К концу 2002 г. на ракеты «Атлас-5» и «Дельта-4» было сделано примерно по 20 предварительных заявок, а летом следующего года компания «Boeing» объявила об отказе от использования в ближайшие несколько лет ракет «Дельта-4» в коммерческих целях — из-за оставшихся единичных заказов производство этих ракет стало нерентабельным. Положение корпорации «Boeing» чрезвычайно осложнилось после того, как весной 2003 г. были обнародованы факты незаконного приобретения ею технической документации по проекту «Атлас-5» (точнее, эти материалы были получены от сотрудника компании «Lockheed Martin» еще фирмой «McDonnell Douglas» в 1996 г. — незадолго до ее покупки корпорацией). Использование конфиденциальной информации о конкуренте и позволило компании «Boeing» получить большую часть заказов по программе EELV. В июле 2003 г. после проведения самостоятельного расследования, выявившего серьезные нарушения федеральных законов, ВВС приняли решение не только о пересмотре заключенных контрактов, но и об отстранении виновника на неопределенное время от участия в конкурсах средств выведения по правительственным программам. Первым результатом санкций стала передача компании «Lockheed Martin» семи спутников, ранее предназначавшихся для ракет «Дельта-4». Запуски этих аппаратов будут осуществляться в 2006—2009 гг. Штатная же эксплуатация ракет «Ат-лас-5» в рамках программы EELV должна начаться в 2005 г. (вследствие значительных задержек с созданием многих военных спутников? составивших первую партию заказа по программе, сроки их развертывания перенесены на несколько лет). До указанного года несколько заказов на ракеты «Дельта-4» остались в силе. Среди них следует выделить первый старт РН семейства с базы Ванденберг в 2005 г. Вскоре после объявления против этой компании санкций ВВС провели второй тур распределения заказов по программе EELV. Поскольку ракеты «Дельта-4» на нем не рассматривались, то три новых аппарата были переданы компании «Lockheed Martin». Так как все эти спутники должны выводиться с территории Западного полигона, то принятое решение повлечет за собой дополнительные расходы, ибо стартовой площадки для ракет «Атлас-5» на базе Ванденберг нет. Поэтому компании «Lockheed Martin» было предложено за свой счет провести модернизацию комплекса SLC-3E, использовавшегося для запусков ракет «Атлас-2А8». Предстоящие расходы (около 200 млн долл.) будут скомпенсированы ВВС в виде арендной платы после начала эксплуатации комплекса в 2005 г. Также многие обозреватели, анализируя сложившуюся ситуацию, не исключают возможности возобновления работ по созданию тяжелой модели семейства «Атлас-5». Осенью 2002 г. корпорация «Lockheed Martin» завершила эскизный проект изделия, и при принятии правительством решения об ее использовании система может быть подготовлена к эксплуатации за три года. Третий конкурс среди ракет EELV для запуска 15—20 новых спутников ВВС планируют провести в 2005 г. Предполагается, что к требуемому сроку компания «Boeing» проведет в своих подразделениях все необходимые для снятия санкций, административно-организационные мероприятия. В общей сложности к 2020 г. Министерство обороны намечает развернуть на околоземной орбите около 200 новых аппаратов, примерно треть из которых будет создаваться по заказам Национального разведывательного управления NRO (National Reconnaissance Office). Как уже отмечалось, за десять лет, прошедших с начала реализации программы EELV, ситуация на рынке пусковых услуг существенно изменилась. В связи с резким падением спроса на выведение грузов в космос интенсивность запусков новых РН оказалось ниже ожидавшейся, что привело к существенному росту эксплуатационных затрат (кроме того, их увеличению способствовали ошибки в оценке темпов роста инфляции, а также вновь проявившаяся тенденция к созданию военных спутников тяжелого класса, для которых потребуются более мощные и, следовательно, дорогие модели). В результате стоимость ракет третьей партии составит в среднем по 150 млн долл., тогда как еще в 2002 г. затраты на запуск моделей среднего класса оценивались в 75 млн долл., систем промежуточного класса— в 110 млн долл., а тяжелых РН — в 150 млн долл. Значительную часть издержек по программе EELV вынуждено принять на себя военное ведомство. В 2004 г. для поддержания производства ракет ВВС предоставило компаниям «.Boeing» и «Lockheed Martin» 164 млн долл., а в проекте бюджета на 2005 ф.г. на эти же цели зарезервировано 190 млн долл. В целом сумма дополнительных ассигнований на программу может достичь 1 млрд долл. Вследствие значительного перерасхода средств, достигшего 50% от первоначальной сметы, весной 2004 г. была проведена независимая аудиторская проверка организации работ по программе EELV (подобной процедуре подвергаются все военные проекты с 25%-ным превышением бюджета). Результаты инспекции были направлены в Конгресс, который должен будет повторно рассмотреть целесообразность дальнейшей реализации программы и, при положительном решении, утвердить новый ее бюджет, а также выработать меры для контроля за расходованием выделяемых ассигнований. Несмотря на то что в целях экономии средств некоторыми законодателями предлагается отказаться от использования какого-либо из семейств, эксплуатация ракет и «Атлас-5» и «Дельта-4» скорее всего продолжится, поскольку, как указывалось в аудиторском отчете, альтернативных средств выведения КА обеспечения национальной безопасности в стране не существует.
<<<Назад Страница 16 Далее>>>
<<<Назад Страница 17 Далее>>>
ГЛАВА 2. Проекты МТКС военного назначения Одновременно с модернизацией парка одноразовых ракет-носителей ВВС ведут проектные исследования по многоцелевой МТКС военного назначения. Создание подобной транспортной системы считается важнейшим этапом реализации идеи интеграции воздушных и космических операций, а также трансформации ВВС в «Аэрокосмические силы» (Aerospace Force). Перспективная МТКС, составным элементом которой должен стать воздушно-космический самолет, позволит выполнять все виды космических операций: — обеспечение космических сил (выведение, обслуживание и управление орбитальными средствами); — поддержка наземных сил (боевое обеспечение войск); — контролирование космического пространства (обеспечение превосходства в космосе); — боевое применение космических сил (нанесение ударов из космоса по воздушным и наземным целям). В настоящее время официально Космическое командование США располагает средствами для решения только первых двух задач. В 1997 г. была утверждена программа ITT (Integrated Technology Testbed), предусматривающая проведение в начале 2000-х годов летных испытаний отдельных компонентов новой транспортной системы. Задачами программы являются подтверждение общей концепции практического использования воздушно-космических самолетов (ВКС), оценка эффективности их применения при решении военных задач, создание оперативных средств выведения спутников обеспечения войсковых соединений в условиях мира и войны. Руководство программой было возложено на Лабораторию Филлипса, Центр космических и ракетных систем — SMSC и Космическое командование ВВС. Разработку и летные испытания новой МТКС, оперативность запуска которой определяется 12—48 ч, планируется провести в ближайшие 10—12 лет. При ее создании будет активно использоваться научно-технический задел, освоенный специалистами NASA в рамках различных инновационных программ. На начальном этапе эксплуатации в качестве первой ступени новой МТКС должны использоваться разгонные блоки ракетного типа. В более отдаленной перспективе предполагается создать гиперзвуковые самолеты-разгонщики с воздушно-реактивными или комбинированными двигателями. При запуске подобные транспортные системы должны обеспечить разгон орбитального аппарата до скорости примерно М=12—15, после чего последний с помощью собственной силовой установки осуществит выход на околоземную орбиту. В ходе космического полета такой многоразовый трансатмосферный аппарат, получивший название «Space Maneuvering Vehicle» (SMV), планируется использовать для решения следующих задач: — выведения и развертывания малых спутников массой до 540 кг; — инспектирования космических объектов, в том числе и находящихся на геостационарной орбите;— проведения разведывательно-ударных операций. После выполнения программы орбитального полета, продолжительность которого может достигать одного года, аппарат SMV в автоматическом режйме возвратится на Землю. Проектный облик экспериментального аппарата SMV в целом уже определен (хотя на концептуальном уровне ВВС продолжают рассматривать различные варианты, — см. вкл. 10). В рамкам программы MIST («Military Spaceplane Technology»), предусматривающей отработку технологий малогабаритных ВКС военного назначения, компания «Boeing North American» изготовила опытную модель аппарата для изучения его аэродинамических характеристик. Работы по созданию изделия, получившего обозначение Х-40А, выполнялись в 1996—1997 гг. по контракту стоимостью 5,2 млн долл. Эта экспериментальная модель, представляющая собой практически полномасштабный (90%-ный) образец штатного ВКС, спроектирована по схеме низкоплана и имеет следующие характеристики: длина — 6,6 м; размах крыла — 3,6 м; масса — 1,2 т. Угол стреловидности передней кромки консольной части крыла, которое изготовлено из графито-эпоксидного материала и алюминиевого сплава, составляет 40°. При торможении и для управления моделью в плоскости крена будут использоваться два закрылка-флаперона, а в плоскости рыскания и тангажа два цельноповоротных киля V-образного хвостового оперения. Корпус аппарата обеспечивает создание 43% подъемной силы, крыло — 47%, хвостовое оперение 10%.
Проекции
аппарата X-40A (Размеры в метрах)
Согласно расчетам, штатный аппарат SMV должен входить в плотные слои атмосферы при скорости М=15—20 с аэродинамическим качеством, равным 1—2, и с углом атаки 35— 45°. Постепенно угол атаки будет снижаться, и перед посадкой он составит 7—10°. Изделие характеризуется низким дозвуковым качеством (около 4 единиц) и низкой нагрузкой на несущую поверхность, оцениваемой примерно в 98 кг/м2 (для орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл» последний'параметр составляет 317 кг/м2). При таких показателях торможение аппарата будет происходить чрезвычайно быстро и продолжительность полета на глиссаде выравнивания не превысит 1 с (время прохождения внутренней глиссады у корабля МТКС «Спейс Шаттл» достигает 5 с, а посадочная скорость — 350—360 км/ч). В связи с этим для снижения ударных нагрузок при посадке аппарата SMV на скорости 270—280 км/ч необходимо обеспечить высокоэффективное управление моментом инерции изделия. Изготовленная компанией «Boeing» модель, получившая собственное имя «Refly», предназначается для проведения бросковых испытаний с целью отработки методов захода на посадку и приземления. Первый этап испытаний был успешно выполнен в августе 1998 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мексико). Тогда полет аппарата «Refly» выполнялся примерно по той же траектории, что и посадка корабля МТКС «Спейс Шаттл» — крутая внешняя глиссада и пологая внутренняя. С помощью вертолета UH-60 «Black Hawk» на тросе длиной 21 м модель была поднята на высоту 2,7 км; для обеспечения ее устойчивого положения при транспортировке применялся парашют диаметром 2,1 м. Отделение аппарата от вертолета было осуществлено при горизонтальной скорости 300 км/ч. Заход на посадку с наклоном 22° выполнялся по данным бортовых инер-циальных приборов и по сигналам навигационных спутников системы GPS. На высоте около 260 м изделие перешло на глиссаду выравнивания с углом наклона 1,5е и снизило скорость до посадочной величины. Общая продолжительность полета составила 90 с (вкл. 7—9). Следующий этап отработки аппарата Х-40А, включивший в себя семь бросковых испытаний, был успешно осуществлен весной 2001 г. на базе ВВС Эдвардз. Данные полеты проводились уже в рамках проекта Х-37, который выполнялся NASA с целью создания и натурных испытаний ключевых технологий перспективных ВКС (см. Часть 2). Поскольку предусмотренный этим проектом экспериментальный аппарат, рассчитанный на реальный орбитальный полет с последующим возвращением на Землю, создается на базе модели Х-40А, то она была передана NASA во временное пользование. Перед очередным этапом испытаний, отличавшихся повышенной сложностью, модель прошла некоторую модернизацию. В частности, на изделии была установлена усовершенствованная система наведения, компьютеризированная система оценки набегающего потока CADS (Computer Air Data System), усилено шасси и т.п. Для управления аппаратом Х-40А использовалась малогабаритная комбинированная система наведения MIGITS (Miniature Integrated GPS/INS Tactical System), обрабатывающая показания бортовых инерциальных блоков и сигналы с пяти навигационных спутников GPS (полученные со спутников данные сравниваются и по четырем лучшим показателям определяется местоположение изделия). Кроме того, при запусках модели Х-40А проводились испытания опытного образца комбинированной системы наведения SIGI (Space Integrated GPS/INS), предназначенной для применения в составе перспективных ВКС. В ходе полетов система SIGI не была включена в контур управления изделием и функционировала в холостом режиме; при этом не было зафиксировано ни одного ее сбоя, а точность измерений превысила установленные проектным заданием характеристики. Для проведения второго цикла летной отработки аппарата Х-40А использовался более мощный вертолет СН-47 «Chinook», позволивший увеличить как скорость, так и высоту сброса изделия. Максимальная эквивалентная скорость и высота отделения, зафиксированные при этих испытаниях, составили 477 км/ч и 4,55 км соответственно. Отличительной особенностью выполненного этапа стало смягчение требований по метеорологическим условиям. Ограничения на ветровые нагрузки на высоте сброса и у поверхности земли определялись следующими параметрами: скорость встречного ветра— 53,6 и 27,7 км/ч, попутного— 96,2 и 27,7 км/ч, бокового — 70,3 и 23 км/ч соответственно. При всех испытаниях отделение аппарата Х-40А производилось по курсу прямого захода на посадку с допустимым отклонением от центральной линии посадочной полосы ± 90 м и на расстоянии 7,44 км ± 1 км от ее начала. В ходе первого полета сброс изделия был осуществлен при скорости 163 км/ч. Не выполняя никаких маневров при планировании, модель развила скорость 460 км/ч, на высоте 45 м было выпущено шасси, посадку же на аэродромную полосу аппарат выполнил при скорости 283 км/ч. Общая продолжительность полета составила 74 с, для полной остановки изделия после пробега длиной 2,1 км потребовалось еще 45 с. Практические данные об условиях гиперзвукового полета перспективных ВКС после схода с орбиты военные специалисты планируют получить в ходе реального космического полета аппарата Х-37, сроки которого пока не определены. В то же время, учитывая значимость, которая придается в последние годы созданию трансатмосферных ракетопланов, не исключается возможность форсирования работ по этому проекту и по программе SMV в целом.
<<<Назад Страница 17 Далее>>>
<<<Назад Страница 18 Далее>>>
Проекты МТКС военного назначения (часть 2) На первом этапе эксплуатации аппарата SMV компания «Boeing» предлагает в качестве средства его выведения использовать разрабатываемую ею ракету «AirLaunch» («Воздушный старт»), запускаемую с борта самолета «Боинг-747». Эта РН представляет собой сборку двух РДТТ «Кастор-120» с небольшим разгонным блоком (все двигатели для системы заказаны фирме «Thiokol»). При этом первая ступень оснащается треугольным крылом и хвостовым оперением.
Авиационно-космическая
система "AirLaunch"
Полет ракеты «AirLaunch» должен проводиться по следующей схеме. Отделение от самолета-носителя планируется выполнять на высоте 5,4—9 км при скорости М=0,7—0,75. После свободного планирования в течение 30—40 с, необходимых для безопасного удаления самолета на расстояние 6,5—8 км, будет осуществлен запуск РДТТ первой ступени (к этому моменту высота полета изделия снизится на 600—900 м). При достижении скорости М=0,92 (примерно на 5-й секунде полета) производится сброс, крыла и блока хвостового оперения. К достоинствам авиационно-космического комплекса «AirLaunch» следует отнести широкие возможности по формированию орбит с различными наклонениями, высокую мобильность и оперативность применения. Кроме того, в отличие от обычных средств выведения наземного базирования, имеющих достаточно ограниченные по времени интервалы для осуществления стартов, данная ТКС позволит практически круглосуточно производить запуски аппаратов на любые орбиты. В то же время прорабатываются и другие варианты транспортных систем воздушного старта. В 2001 г. специалисты Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (Air Force Research Laboratory) получили патент на «пневматический контейнер модульного типа для запуска ракет с борта самолета» (modular cargo aircraft pneumatic launch tube). Габариты предлагаемого контейнера допускают размещение в нем легкой ракеты-носителя с небольшим крылатым аппаратом. В отличие от модели Х-37этот ВКС должен иметь более простую конструкцию. В частности, для его приземления предлагается использовать парашютную систему. Отказ от самолетной посадки на аэродромную полосу не только снизит массу изделия (из-за отсутствия шасси), но и существенно расширит диапазон траекторий спуска. Спроектированный контейнер может применяться в составе обычных транспортных самолетов типа С-141В, С-5Аили С-17А. Старт ракеты рассчитывается производить на высоте 12 км при скорости 850 км/ч. Такие начальные условия позволят примерно на 10% повысить грузоподъемность транспортной системы. За счет универсальной конструкции контейнера планируется существенно сократить период предстартовой подготовки — на его монтаж в грузовом отсеке самолета отводится около суток. При этом затраты, связанные с обеспечением старта, оцениваются в 3—5 млн долл. Концепция новой авиационно-космической системы находится на начальной стадии проработки. Для завершения проектных изысканий и подготовки к производству опытных моделей системы, в том числе и ВКС, в течение ближайших четырех лет потребуется израсходовать около 500 тыс. долл. Общая же стоимость программы оценивается в 200 млн долл. В перспективе для выведения аппаратов SMV планируется применять более мощные разгонные ступени. Компания «Boeing» подготовила проект транспортной системы вертикального взлета и посадки. По своей схеме эта ступень аналогична экспериментальному аппарату «Delta Clipper-Х» (DC-X), который был разработан и испытан компанией в начале 1990-х годов. Сборка такой системы с аппаратом SMV, изучавшаяся в рамках программы ITT, получила название «Flying System Tested». По заказу ВВС компания «Lockheed Martin» также выполнила аналогичные изыскания по первой ступени военной МТКС. Наиболее предпочтительным был признан вариант создания ракетоплана на базе аппарата Х-33 с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой. Данное изделие разрабатывалось компанией для NASA в 1996—2001 гг. (Описания аппаратов DC-X и Х-33 представлены в главе 4.) Наиболее оптимальной, но и самой сложной для реализации схемой стартовой ступени МТКС является гиперзвуковой самолет-разгонщик, оснащенный силовой установкой с ВРД. Несмотря на то что сроки реализации подобных проектов в настоящее время ориентировочно определяются 2020— 2030 гг., концептуальные и проектно-конструкторские исследований по таким трансатмосферным аппаратам ведутся уже достаточно долго. В 1998 г. были опубликованы результаты работы специалистов Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса LLNL (Lawrence Livermore National Laboratory) по гиперзвуковому самолету «HyperSoar» («Гиперзвуковое планирование»), который может стать основным элементом перспективной ТКС военного назначения (вкл. 11). Новый аппарат проектировался как многоцелевая система, способная в автоматическом режиме оперативно решать различного рода задачи, в том числе: проведение разведывательно-ударных операций (предполагается, что изделие будет выходить в любой район планеты за два часа), разгон боевых платформ с различным вооружением, разгон ракетных блоков с космическими аппаратами, транспортировка грузов, в том числе коммерческая, и т.п. Аппарат «HyperSoar», рассчитанный на горизонтальный старт и посадку, будет иметь следующие характеристики: — взлетная масса — 225 т; — масса топлива — 156,2 т; — «сухая» масса— 52,5 т, в том числе: масса конструкции — 42,72 т, масса двигательной установки — 9,78 т; — длина — 65 м; — ширина — 24 м; — масса полезного груза: при доставке на расстояние 10 тыс км — 45 т, при доставке на расстояние 14 тыс км — 5 т, при выведении на околоземную орбиту высотой 500 км — 13,5 т. Аппарат «HyperSoar» должен оснащаться комбинированной силовой установкой, способной работать в режиме как ракетного, так и воздушно-реактивного двигателя. Старт изделия обеспечат кислородно-водородные ЖРД, работающие с некоторым потреблением атмосферного кислорода. После разгона аппарата до скорости М=2—3 установка будет последовательно переключаться в режимы ПВРД, СПВРД и обычного ЖРД. При достижении скорости М=10 на высоте примерно 40 км двигатели будут отключены, и аппарат перейдет в планирующий полет по волнообразной траектории на высотах 40—60 км, то есть на границе атмосферы. Для обеспечения требуемой дальности и бокового маневра на каждом цикле в нижней точки траектории должны производиться запуски силовой установки в режиме СПВРД. Ожидается, что включение двигателей продолжительностью около 20 с придется проводить через каждые 400 км. Если же задачей полета является выведение спутников на орбиту, то разгонный блок с этими объектами будет отделяться от самолета в конце первого активного участка после достижения скорости М=12. При этом удельные затраты на транспортировку грузов в космос не должны превысить 2200 долл./кг. Волнообразная (или рикошетирующая) траектория движения аппарата «HyperSoar» позволит снизить тепловые нагрузки на изделие. Поскольку большую часть времени полета (около 65%) изделие будет находиться за пределами атмосферы, то это даст возможность не только уменьшить аэродинамический нагрев, но и увеличить продолжительность радиационного теплообмена. Максимальная температура на носке аппарата, передних кромках несущих поверхностей и воздухозаборников составит около 1650 °С. Ключевой же проблемой при разработке аппарата «Hyper-Soar» считается создание комбинированной силовой установки с тяговооруженностью 20—30 единиц. В качестве базового изделия для расчета самолета был принят проект ракетно-пря-моточного двигателя «Strutjet», который разрабатывается фирмой «Aerojet» по заказу NASA. Энергетические характеристики данной установки оцениваются как умеренные, в частности показатель ее тяговооруженности составляет 23 единицы. Согласно заявлениям представителей Лаборатории LLNL для создания масштабной модели аппарата «HyperSoar» в течение 3—5 лет необходимо около 500 млн долл. После получения от независимых экспертов положительной оценки о реализуемости проекта руководство Стратегического командования США рекомендовало Управлению перспективных разработок Министерства обороны DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) поддержать в финансовом отношении работы по созданию демонстрационного образца этой транспортной системы. Практическая реализация этого проекта началась летом 2002 г. с рассылки промышленным компаниям запроса на подготовку предложений по масштабной модели аппарата «HyperSoar». Из требований, определенных Управлением DARPA для новой ТКС, в печати публиковались следующие: — система эксплуатируется в пилотируемом режиме; — максимальная скорость полета М=10; — диапазон высот планирования 30—60 км; — масса полезного груза, доставляемого на низкую орбиту с использованием дополнительных разгонных блоков, 1 т.
<<<Назад Страница 18 Далее>>>
<<<Назад Страница 19 Далее>>>
Проекты МТКС военного назначения (часть 3) В 1999 г. ВВС приступили к изучению проектного облика стратегического бомбардировщика нового поколения, которым в 2030-х годах предполагается заменить самолеты В-52 и В-2. Наряду с беспилотными дозвуковыми ударными системами, запускаемыми с самолета-носителя, сверхзвуковыми бомбардировщиками традиционных схем (вкл. 12) рассматриваются и гиперзвуковые аппараты типа «HyperSoar». В ходе первого этапа работ, продолжавшегося с лета 1999 г. до середины 2000 г., по контрактам Боевого командования ВВС (Air Combat Command) три компании «Boeing», «Lockheed Martin» и «Northrop Grumman» разрабатывали общую концепцию новой боевой системы. В качестве основных требований, которым должна удовлетворять перспективная ударная cистема FSV («Future Strike Vehicle»), иногда называемая FSA («Future Strike Aircraft»), были указаны лишь стартовая масса 140 т и масса боевой нагрузки 4,5—27 т.