Аппарат ltd с лазерной двигательной установкой

Очередной этап испытаний аппарата LTD проводился на открытой площадке полигона в начале 1999 г. Для обеспечения полета аппарата массой 52 г также применялся лазер мощностью 10 кВт, работающий на углекислом газе. Импульсы с энергией 350 Дж и продолжительностью 18 мкс генерировались установкой с частотой 28 Гц. В целях исключения работ по оформлению специальной лицензии на проведение запуска высота полета была ограничена 30 м. Кроме того, во избежание ухода лазерного луча в атмосферу при аварийной ситуации над испытательной площадкой на 36-метровой стреле крана был подвешен защитный экран. Данный «порог» был преодолен в начале 2003 г., когда аналогичный аппарат был поднят на высоту 71 м. Для его запуска использовался лазер мощностью 150 кВт с энергией импульса 1 кДж, продолжительностью импульса около 1 мкс, частотой 100—150 Гц. По расчетам, такая установка позволит «поднимать» аппараты массой 100—200 г и диаметром 20—30 см на высоту до 30 км. Конечной целью программы «Lightcraft» является создание аппарата, способного достигать околоземной орбиты. На первом этапе полета такого изделия (до сообщения ему скорости М=6 на высоте 12 км) в качестве рабочего тела в двигателе будет использоваться атмосферный воздух, а затем до выхода на орбиту бортовой запас топлива, например жидкого водорода. Поскольку лазерная силовая установка существенно экономичнее традиционных химических двигателей, то удельные затраты на выведение грузов в космос могут сократиться до 200—1000 долл./кг, то есть примерно в 20—100 раз по сравнению с современным уровнем. Первый запуск микроспутника массой 1—2 кг с помощью лазерного луча может состояться после 2006 г. Так как большую часть массы такого аппарата составит запас жидкого водорода, то на целевое оборудование придется не более 100 г. Однако, как считают инициаторы программы «Lightcraft», наличие на борту спутника камеры сгорания, представляющей собой высокоточное параболическое зеркало, позволит ее использовать либо в качестве приемно-передающей антенны микроволнового диапазона, либо как оптический инструмент для различных наблюдений. Создание высокоэнергетических лазерных установок является наиболее сложной задачей проекта. Так, например, для доставки в космос спутника массой около 2 кг необходим лазер мощностью 1 МВт, для выведения грузов массой 100 кг — лазер мощностью 100 МВт. В то же время стоимость лазера мощностью 100—150 кВт оценивается в 2—2,5 млн долл., а установки мощностью 1 МВт — в 20—50 млн долл. Развертывание энергетических лазерных установок в космосе может существенно повысить эффективность транспортных космических систем. В этом случае для сообщения аппарату массой 100 кг второй космической скорости потребуется лазер мощностью 1 МВт. В более далекой перспективе лазерные двигательные установки могут найти применение и в составе пилотируемых летательных аппаратов, предназначенных как для доставки космонавтов на орбиту, так и для обеспечения воздушно-транс-портных перевозок.

<<<Назад Страница 26 Далее>>>

<<<Назад Страница 27 Далее>>>

РАЗДЕЛ 2. Разработки NASA Новые задачи NASA по подготовке к повторной высадке астронавтов на поверхность Луны и расширению исследований дальнего космоса с участием человека, определенные президентом Дж. Бушем-младшим в начале 2004 г., существенно изменили тематику работ агентства в области транспортных космических систем. Для достижения поставленных целей потребуются совершенно другие средства выведения грузов в космос, нежели те, которые прорабатывались NASA в течение последних двух десятилетий. В прошедшие годы исследования космического пространства, несколько утратив былую общественно-политическую доминанту, приобрели более практический и даже коммерческий характер. В результате значительно большее внимание стало уделяться экономическим аспектам осуществляемых проектов, в том числе и вопросам снижения стоимости доставки грузов на околоземную орбиту (подобные изменения коснулись в первую очередь разработок NASA, ибо реализация военных программ сопровождается большим консерватизмом и высокой целевой эффективностью используемых средств). Поэтому сразу же после начала полетов МТКС «Спейс Шаттл» NASA стало изучать возможности улучшения эксплуатационных характеристик этой транспортной системы, экономические показатели которой оказались гораздо хуже прогнозировавшихся. Однако никакие проекты ее усовершенствования или создания новых средств выведения с использованием ее весьма дорогостоящих компонентов не удовлетворяли предъявляемым требованиям. После президентской директивы «Политика в области ТКС» от 1994 г. NASA сосредоточило свои усилия на подготовке элементной базы и определении проектного облика многоразового средства выведения второго (после системы «Спейс Шаттл») поколения. Окончательное решение о непосредственной разработке новой МТКС, получившей название «Reusable Launch Vehicle» (RLV), предполагалось принять после демонстрационных полетов ее масштабных моделей. Первоначально перед NASA была поставлена задача создания транспортной системы в прямом смысле «нового поколения» — к реализации был принят проект одноступенчатого летательного аппарата. Однако практически с самого начала работы по программе RLV, отличавшейся также некоторыми административно-организационными нововведениями, сопровождались многочисленными проблемами, которые привели в конечном счете к пересмотру всей концепции проекта. В 2001 г. NASA приступило к широкомасштабным НИОКР по двухступенчатой МТКС. Но и в этом случае успех не был достигнут. Тем не менее значительный технологический задел, освоенный агентством в последнее время, не должен пропасть даром, поскольку проектно-конструкторские работы по многоразовым средствам выведения и трансатмосферным аппаратам продолжаются военными организациями. При этом следует учитывает то обстоятельство, что^же многие годы NASA совместно с Министерством обороны занимаются формированием единой базы данных по технологиям, созданным по заказам обоих ведомств. За счет упрощения механизма обмена научно-технической информацией и готовыми изделиями существенно сокращаются как стоимость, так и сроки создания новых транспортных систем.

<<<Назад Страница 27 Далее>>>

<<<Назад Страница 28 Далее>>>

ГЛАВА 4. Эволюция проектов многоразовых транспортных систем Авиационная и ракетная техника вбирает в себя последние достижения науки и производства. Однако, несмотря на кажущуюся революционность какого-либо аппарата, зачастую не только его общий замысел, но и отдельные ключевые элементы были предложены и просчитаны в прошлом, иногда очень далеком. Особую значимость данное утверждение приобретает в связи с активизацией ВВС проектных изысканий по новой МТКС двухступенчатой схемы, проработкой которой занималось ни одно поколение конструкторов. Поэтому представленное ниже ретроспективное описание основных программ, выполнявшихся в США с целью создания многоразовых авиационно-космических систем, следует рассматривать как предысторию будущих проектов. Преемственность разработок крупных компаний прослеживается по изменениям в названиях последних и их корпоративной принадлежности.

<<<Назад Страница 28 Далее>>>

<<<Назад Страница 29 Далее>>>

Немецкие корни Пионерами в практическом применении ракетной техники являются Германия и Советский Союз. Несмотря на то что пальма первенства в создании ЖРД принадлежит американцу Роберту Годдарду (1882—1945), запустившему первую жидкостную ракету в 1926 г., эти страны уже через несколько лет провели старты собственных ракет, а в конце 1930-х — начале 1940-х годов осуществили первые испытания самолетов с ракетными двигателями. Во время Второй мировой войны достижения Германии в области ракетного бружия поражали в прямом и переносном смысле не только военных специалистов. Секретные документы, опубликованные в послевоенное время, показали, что работы по созданию крылатой ракеты V-1 («Фау-1») и баллистической V-2 («Фау-2») были лишь верхушкой айсберга, многочисленные осколки которого достались победителям. В 1929 г. для подготовки докторской диссертации молодым австрийским инженером Эйгеном Зенгером (1905—1964) был выбран проект ракетоплана, способного выходить на околоземную орбиту. После решения целевых задач, например снабжения орбитальной станции, этот самолет должен был совершить торможение и вернуться на Землю. Отдав должное фантазии соискателя, его консультанты в Высшей технической школе (Technische Hochschule) порекомендовали ограничиться исследованием многолонжеронных крыльев, что и было благополучно сделано. После защиты диссертации инженер продолжил свои работы по крылатым аппаратам, оснащенным ракетными двигателями. В изданной в 1933 г. на собственные средства книге «Техника ракетного полета» («Raketenflugtechnik») Э. Зенгер дал описание самолета, рассчитанного на полет со скоростью М=10 на высотах 60—70 км (при суборбитальных запусках высота траектории могла достигать 160 км). Этот ракетоплан, получивший имя «Silbervogeb («Серебряная птица»), имел круглого сечения фюзеляж, прямое крыло небольшого удлинения с заостренными передними кромками; хвостовое оперение состояло из достаточного большого вертикального киля и стабилизаторов. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД, работавший на жидком кислороде и бензине. Политическая обстановка вносила свои коррективы в исследования. В конце 1930-х годов Э. Зенгер совместно с математиком Ирен Бредт (1911—1983), позднее ставшей его женой, произвел расчеты стратегического бомбардировщика Rabo (Raketenbomber) с дальностью действия до 23 тыс. км. По сравнению с базовым изделием (самолетом «Silbervogeb) внешний облик нового аппарата, имевшего длину 27,6 м, несколько изменился: фюзеляж с плоским днищем приобрел овальную форму, уменьшилось удлинение крыла (при размахе 15 м), массивный киль был заменен горизонтальными стабилизаторами с вертикальными законцовками. Аэродинамическое качество ракетоплана на сверхзвуковых скоростях оценивалось в 6,4, на дозвуковых режимах — в 7,75 (значение последнего параметра было подтверждено при испытаниях моделей в аэродинамических трубах). Старт бомбардировщика Rabo массой 100 т планировалось производись с разгонной тележки, оснащенной ракетными двигателями, по стальной монорельсовой дороге длиной 3 км, и сообщить самолету начальную скорость 480—500 м/с. Включение маршевого ЖРД тягой 100 т должно было осуществляться уже в полете на удалении 12 км от места взлета. Израсходовав в течение активного участка длительностью 336 с бортовой запас топлива примерно в 90 т, самолет должен выйти за пределы атмосферы с высокой гиперзвуковой скоростью — около 6—6,4 км/с (на ранних стадиях проекта рассматривалась модификация ракетоплана, способного совершать непродолжительный одно-двухвитковый орбитальный полет). После полубаллистического спуска аппарат начнет сверхзвуковой полет по волнообразной рикошетирующей траектории. Предполагалось, что, произведя бомбардировку целей на территории США, самолет продолжит полет по курсу для посадки на территории Японии. Общая продолжительность перелета составит около 80 мин.

^{Бомбардировщик RABO: 1 — герметичная кабина пйлота, 2 — баки окислителя, 3 — баки горючего, 4 — маршевый ЖРД, 5 — вспомогательные двигатели, 6 — крыло клиновидного профиля, 7 — шасси, 8 — бомбовый отсек}

Энергетические характеристики предлагавшейся ударной системы позволяли при дальности полета 20 тыс. км нести боезапас массой 3,8 т (по ряду источников — до 8 т), ори выполнении непродолжительного орбитального полета иметь полезный груз массой 1 т. Помимо теоретических исследований Э. Зенгер проводил стендовую отработку основных элементов будущего ВКС. Так, например, несколько экспериментов были посвящены изучению схемы подвески разгонной тележки, определению профиля монорельса, способов нанесения смазочных покрытий и т.п. (В конце 1950-х годов созданная в США по схемам Э. Зенгера разгонная тележка широко использовалась для изучения воздействия ударных перегрузок на организм человека.) Но ключевым элементом в реализации проекта Rabo, естественно, считалась разработка силовой установки. Маршевый ЖРД ракетоплана рассчитывался на высокое (в 100 атм) давление в камере сгорания. Несмотря на уникальность такого изделия (в США сопоставимый по данному параметру двигатель — SSME появился лишь в 1970-х годах), в ходе стендовых запусков масштабных моделей немецкие специалисты подтвердили возможность создания требуемой силовой установки. Испытания отдельных образцов тягой 1,1 т и с расчетным давлением в камере сгорания длились до 3,5 мин, скорость истечения продуктов сгорания при этом достигала 3000 м/с. Но складывавшаяся на фронтах Второй мировой войны ситуация не позволяла Германии сосредоточиться на столь крупных и долгосрочных программах; для сражающихся войск требовалось более простое и не менее эффективное оружие. Таковыми оказались беспилотный самолет V-1, оснащенный пульсирующим ПВРД, и баллистическая ракета V-2, названия которых происходили от слова.«Vergeltung» («Возмездие»). Каждое из этих изделий представляло собой значительное явление в авиационной и ракетной технике, но наибольшее влияние на дальнейшее развитие высокоскоростных летательных аппаратов оказала последняя система. Ракета V-2 с рабочим обозначением А-4 («Aggregate — «Агрегат») была разработана в 1936—1942 гг. под руководством Вернера фон Брауна (1912—1977), являвшегося главным конструктором, и Вальтера Дорнбергера (1885—1980), который в звании генерала занимал должность начальника исследовательского центра в Пенемюнде. При стартовой массе 13 т ракета забрасывала боевой заряд массой около 1 т на расстояние примерно в 300 км. Маршевый двигатель, работавший на жидком кислороде и этиловом спирте, развивал тягу 25 т на уровне моря и 30 т в пустоте; удельный импульс ЖРД соответствовал значениям 200 с на земле и 237 с в вакууме. Запуски ракет А-4 высотой 14 м осуществлялись вертикально с мобильного пускового устройства, что существенно снижало уязвимость комплекса. Управление полетом выполнялось по данным гиродатчиков с помощью графитовых газоструйных рулей, расположенных под срезом сопла маршевого ЖРД; в данной схеме управляющие моменты возникают при повороте рулей в струе истекающих газов. После прекращения работы двигателя примерно на 65 с ракета продолжала полет по баллистической траектории. Стабилизацию на нисходящем участке траектории обеспечивало крестообразное хвостовое оперение; скорость подхода к поверхности составляла 650—750 м/с, согласно источнику, значения последнего параметра достигали 900—1100 м/с.

^{Подготовка ракеты А-4 к запуску}

<<<Назад Страница 29 Далее>>>

<<<Назад Страница 30 Далее>>>

Справочные данные баллистическая ракета V-2 (А-4) Разработчик — армейское подразделение Пенемюнде НАР (Heeres-Anstalt Peenemunde). Стартовая масса — 12 804 кг. Высота — 14,3 м. Максимальный диаметр корпуса — 1,65 м. Поперечный размер по стабилизаторам — 3,555 м. Боезаряд — 750 кг. Эксплуатационная дальность действия — 290—306 км. Высота штатного полета — 97 км. Максимальная скорость полета— 1700 м/с. Время достижения скорости звука после старта — 25 с. Продолжительность активного участка — 68 с. Высота полета в конце активного участка — 22 км. Удаление ракеты от места старта в конце активного участка — 24 км. Максимальная дальность полета — 354 км. Максимальная высота при вертикальном полете — 186,7 км. Диапазон перегрузок — 1—6 g. Длина головной части — 2,285 м. Длина приборного отсека — 1,4 м. Длина топливного отсека — 6,225 м. Длина хвостового отсека — 4,395 м. Длина стабилизаторов — 3,935 м. Масса головной части, включая боезаряд, — 1000 кг. Масса приборного отсека — 480 кг. Масса топливного отсека — 742 кг. Масса двигательной установки — 931 кг. Масса хвостового отсека со стабилизаторами — 855 кг. Общая масса конструкции — 4008 кг. Масса топлива — 8796 кг. Двигательная установка: Горючее — 75%-ный этиловый спирт. Окислитель — жидкий кислород. Турбина: — диаметр лопаток — 47 см; — скорость вращения —. 5000 об/мин; — мощность — 504 кВт; — рабочее давление — 21 атм; — расход парогаза (продукты разложения перекиси водорода) — 1,68 кг/с. Насос окислителя: — диаметр лопаток — 26,8 см; — скорость вращения — 5000 об/мин; — мощность — 239 кВт; — скорость подачи компонента — 75 кг/с; — давление подачи — 24 атм. Насос горючего: — диаметр лопаток — 34,2 см; — скорость вращения — 5000 об/мин; — мощность — 265 кВт; — скорость подачи компонента — 50 кг/с; — давление подачи — 25 атм. Двигатель: — длина 1,725 м; — диаметр камеры сгорания — 0,94 м; — диаметр критического сечения — 0,405 м; — диаметр среза сопла — 0,735 м; — скорость истечения газов на уровне моря — 2000 м/с; — температура в камере сгорания — 2000 °С; — давление в камере сгорания — 14,5 атм; — тяга на уровне моря — 27 т; — тяга на высоте 40 км — 31,8 т.

<<<Назад Страница 30 Далее>>>

<<<Назад Страница 31 Далее>>>

Немецкие корни (Часть 2) Всего за годы войны было произведено нескольких тысяч запусков ракет А-4. В конструктивном отношении эта ударная система оказалась настолько удачной, что впоследствии на ее основе было создано несколько экспериментальных американских и советских ракет. Усовершенствованием ракеты А-4 занимались и немецкие специалисты. Для увеличения дальности стрельбы был создан крылатый вариант изделия, получивший обозначение А-4Ь. После входа в плотные слои атмосферы несущие поверхности общей площадью 13,5 м2 обеспечивали планирующий сверхзвуковой полет на расстояние до 600 км. В январе 1945 г. были произведены запуски двух опытных образцов ракеты А-4Ь. Первый старт оказался неудачным. Вторая же ракета выполнила большую часть программы испытаний: после баллистического спуска аппарат в штатном режиме перешел в планирующий полет со скоростью М=4. Однако из-за превышения аэродинамических нагрузок изделие разрушилось. Ракета А-4Ь стала первым крылатым аппаратом, преодолевшим сверхзвуковой барьер, а установленный ею рекорд скорости продержался свыше десяти лет (до полетов американского самолета Х-15). Дальнейшее развитие проекта А-4Ь предусматривало увеличение площади несущих поверхностей ракеты (модель А-9) и создание разгонного блока А-10. Предполагалось, что жидкостный ускоритель массой 85,2 т обеспечит разгон ракеты А-9 массой 16,3 т до скорости 1,2 км/с на высоте 24 км. После разделения блоков первую ступень предполагалось спускать на парашютах для спасения и повторного использования хотя бы маршевых двигателей; вторая же ступень А-9 продолжит активный полет до скорости примерно 2,8 км/с, затем начнется ее движение по баллистической траектории, а после входа в плотные слои атмосферы планирующий полет к цели. Радиус действия такой ударной системы с боезарядом массой 1 т оценивался в 4800 км.