Двигатель ступени «Аджена»

Двигатель «8001» использовался лишь непродолжительное время. В течение года фирма Bell подготовила усовершенствованный вариант изделия модели «8048» (по военной классификации ЖРД ступени «Аджена» были отнесены к серии XLR-81-BA). Основными отличиями этой установки стало более эффективное горючее — НДМГ. Применение новой пары компонентов, являвшихся токсичными веществами, несколько осложнило работы по предстартовой подготовке ступени. Однако их свойство самовоспламенения при контакте друг с другом существенно упростило систему запуска ЖРД и, как следствие, создало предпосылки для обеспечения возможностей его повторного включения в условиях космического полета. Эта идея была реализована сначала в опытной модели «8081», а затем в штатном двигателе «8096» (позднее последнее обозначение, как типовое, стало применяться для нескольких модификаций ЖРД). Созданная для ступени «Аджена-В» силовая установка «8096» значительно расширила возможности по маневрированию спутников на орбите, что особенно важно для разведывательных аппаратов. (Конструктивно повторный запуск ЖРД был реализован путем установки второго пиротехнического стартера, продукты горения которого производили раскрутку турбины ТНА.) Кроме того, двигатель «8096» оснащался удлиненным соплом со степенью расширения 45:1 (прежнее значение было 15:1). Для упрощения конструкции охлаждение соплового насадка не предусматривалось — изготовленный из титана с внешним силовым набором из молибдена он выдерживал температуры до 1100 °С. В результате выполненных доработок тяга ЖРД возросла до 7,2 т, а удельный импульс — до 292 с. Другой важной особенностью ступени «Аджена-В» стало радикальное изменение конструкции топливного отсека. Во-первых, баки стали несущими элементами, что позволило снизить «сухую» массу блока, и, во-вторых, был увеличен их полезный объем (вместительность бака НДМГ составила примерно 2100 л, а бака азотной кислоты — 2800 л). За счет увеличения бортового запаса топлива с 3,8 т до 7,7 т продолжительность работы маршевого двигателя ступени возросла до 240 с. В итоге грузоподъемность ракет «Тор-Аджена-В» при запусках на полярные орбиты достигла 950 кг, а ракет «Атлас-Аджена-В» —- до 2,4 т. Высокие энергетические характеристики последней транспортной системы привлекли внимание NASA, которое стало активно ее использовать для запусков межпланетных КА серий «Рейнджер» массой 370 кг (к Луне) и «Маринер» массой около 200 кг (к Венере и Марсу). Некоторым недостатком ступеней «Аджена-А» и «Аджена-В» считались сложности с настройкой бортовых систем в соответствии с требованиями конкретного полезного груза. Данная проблема в значительной степени была решена при создании модели «Аджена-D», отличавшейся блочной компоновкой оборудования, универсальными переходником и элементами сопряжения с выводимыми объектами. Кроме того, ступень «Аджена-D» имела облегченную силовую конструкцию (за счет широкого применения бериллия), новую систему опорожнения баков и, конечно, усовершенствованный маршевый двигатель модели «8247», допускавший многократные (до 15 раз) включения. Для этого потребовалась новая система запуска ЖРД. Вместо пиропатронов было предложено установить в магистралях питания газогенератора по одной емкости для каждого компонента. Эти пусковые бачки комплектовались поршневым насосом и баллоном со сжатым азотом для его привода. При повторном запуске двигателя срабатывали пневмонасосы, которые подавали компоненты из бачков в газогенератор, там происходило их воспламенение, и продукты горения раскручивали турбину ТНА. В процессе работы ЖРД в пусковые бачки отводились новые порции компонентов, необходимые для последующего запуска. В целях расширения возможностей по орбитальному маневрированию на ступени «Аджена-D» стала применяться вспомогательная силовая установка «8250», состоящая из двух блоков с двумя двигателями тягой 90 кг и 7,3 кг в каждом (первые из них предназначались непосредственно для изменения параметров орбиты, вторые — для осадки топлива перед запуском основного ЖРД). Диаметрально расположенные на хвостовом отсеке блоки комплектовались собственными топливными емкостями с вытеснительной системой подачи. Активным участником разработки ступени «Аджена-D» стало NASA, которое на ее основе спроектировало мишени для стыковки пилотируемых кораблей «Джемини». При реализации этого проекта, являвшегося подготовительным этапом «лунной программы», использовалось шесть блоков «Аджена», два из которых были утрачены при запусках ракетами «Атлас». Пилотируемые корабли выводились модифицированными МБР «Титан-2». Первая в истории космонавтики орбитальная стыковка двух КА была проведена в марте 1966 г. в ходе полета корабля «Дже-мини-8». Сближение и непосредственная стыковка выполнялись Нилом Армстронгом (1930 г.р.), спустя три года первым ступившим на поверхность Луны. В ряде полетов по программе «Джемини» ступени «Аджена» использовались в качестве межорбитальных буксиров, обеспечивая после стыковки с кораблем его транспортировку на более высокую орбиту и обратно. Наиболее примечательным в этом отношении стал полет «Джемини-11», в ходе которого ступень доставила пилотируемый корабль на орбиту с рекордной для того времени высотой апогея — 1360 км. При этом число включений основного двигателя блока достигло 8 запусков. В отличие от программ NASA использование ступеней «Аджена» в военных целях всячески затенялось. Что, впрочем, неудивительно — этот разгонный блок создавался исключительно для запусков секретных спутников. В связи с этим данные о дальнейшем развитии этого весьма примечательного проекта скудны и отрывочны. Известно, что весной 1967 г. Командование космических систем ВВС заключило с компанией «Lockheed» контракт на разработку усовершенствованного варианта ступени « Аджена-D» с новым ЖРД модели «8533». Среди особенностей этой силовой установки, которая должна была качественно отличаться от предшественников, называлось применение более энергоемких и менее агрессивных компонентов топлива. Одним из известных результатов подобных работ стало использование на ступенях «Аджена» нового окислителя HDA (High Density Acid — кислота повышенной плотности), представлявшего собой 44%-ный раствор четырехокиси азота в ингибированной красной дымящей азотной кислоте. Кроме того, в горючее (НДМГ) стали добавлять силиконовое масло, пРодукты горения которого в пристеночном слое снижали тепловые потоки к корпусу ЖРД. За счет применения новых компонентов тяга двигателя, позднее названного как «8096—39», Увеличилась до 7,7 т, а удельный импульс — до 300 с. В комплектации с таким ЖРД модернизированная ступень под названием «Восходящая Аджена» применялась в составе ракет «Титан-34В» в 1971—1987 гг. В общей сложности за 29 лет эксплуатации ступень «Аджена» использовалась в 362 космических полетах. Процент безотказных пусков этого разгонного блока составила 93%. Позднее предпринимались неоднократные попытки модернизации как ступени «Аджена», так и ее силовой установки. Сначала изучались варианты использования на двигателе «8096—39» удлиненного сопла со степенью расширения 75:1. Стендовые испытания экспериментального изделия показали возможность увеличения удельнбго импульса до 312 с. Затем были подготовлены проекты двух ЖРД, работавших на четырехокиси азота и монометилгидразине с добавкой силиконового масла. Эти двигатели тягой 7,2 т и 5,4 т, отличавшиеся степенью расширения сопла 150:1 и" 250:1, имели показатели удельного импульса 328 с и 336 с соответственно. Несмотря на незначительную тягу, последний ЖРД «8096С» представлялся наиболее предпочтительным вариантом комплектации перспективных верхних ступеней ракет среднего и тяжелого классов, а также разгонных блоков, которые планировалось применять в составе МТКС «Спейс Шаттл». В целях сокращения стоимости проекта ряд элементов новой силовой установки было решено оставить без изменений (в первую очередь это относится к ТНА, который требует продолжительной и дорогостоящей отработки). Наибольшим переделкам подверглась конструкция самого ЖРД. Во-первых, были уменьшены размеры камеры сгорания, диаметр и длина которой теперь определялись 20,3 см и 66 см соответственно (габариты прежнего изделия были 26,7 см и 96,5 см); при этом рабочее давление в камере увеличилось до 52,8 кг/см2. И, во-вторых, двигатель, масса которого составила 84,3 кг, оснащался развертываемым сопловым насадком, изготовленным из ниобия. Тем не менее ни в середине 1980-х годов, ни десятилетие спустя, когда компания «Lockheed Martin» предлагала комплектовать ракеты «Атлас-5» модифицированной ступенью «Аджена», этот проект оказался невостребованным.

<<<Назад Страница 78 Далее>>>

<<<Назад Страница 79 Далее>>>

Ракеты семейства «Афина» Во второй половине 1980-х годов компания Lockheed приступила к осуществлению планов по выходу на рынок пусковых услуг. Будучи головным разработчиком ряда баллистических ракет подводного базирования («Поларис», «Посейдон» и «Трайдент»), компания изучила в первую очередь их возможности для запусков КА.

^{Ракеты семейства «Афина»}

Однако результаты исследования выявили высокую сложность и стоимость доработок для обеспечения требуемого на рынке уровня надежности (90—95%). Кроме того, реализации подобных планов препятствовали законодательные нормы, запрещавшие широкое применение снимаемых с вооружения баллистических ракет в коммерческих целях. Каждый такой проект требовал утверждения на правительственном уровне. В результате компания «Lockheed» приняла решение о самостоятельной разработке транспортной системы «с чистого листа». В 1993 г. компания «Lockheed» объявила о планах создания семейства ракет-носителей LLV («Lockheed Launch Vehicle»); в 1995 г. новые транспортные системы были названы LMLV («Lockheed Martin Launch Vehicle»), а позднее получили собственное имя «Афина». Три модели семейства предназначались для выведения на низкую околоземную орбиту грузов массой 1—4 т при стоимости запуска 14—20 млн долл. (в ценах 1993 г.). Основным элементом ракет «Афина» стал твердотопливный двигатель «Кастор-120», созданный фирмой «Thiokol» на базе первой ступени МБР М-Х (общая стоимость разработки составила 50 млн долл.). Данный РДТТ с тягой 181,6 т сразу же проектировался как универсальный ракетный блок, который можно применять в составе различных РН— и на первых, и на верхних ступенях, а также в качестве стартовых ускорителей. В этих целях узлы крепления, передние и хвостовые юбки РДТТ рассчитывались на различные по величине и направлению нагрузки. Кроме того, фирма «Thiokol» предусмотрела возможности изменения формы и массы топливного заряда путем фрезерования. Важной особенностью двигателя «Кастор-120», впервые испытанного в 1992 г., является широкое использование композиционных материалов. Корпус изделия длиной 9 м и диаметром 2,36 м изготовляется из углерод-эпоксидного композита, что снизило его массу до 1 т (стальной аналог весил бы 3,85 т). Для сопла применяется фенол-углеродный материал, а для критического сечения — трехмерная углерод-углеродная матрица. Управление вектором тяги РДТТ осуществляется за счет поворотов сопла в пределах ±5° пневмоприводами. Трехступенчатая ракета «Афина-1» высотой 18,9 м комплектуется РДТТ «Кастор-120», твердотопливным двигателем «Op6ac-21D» тягой 19,6 т (в вакууме) и жидкостным блоком довыведения ОАМ (Orbit Adjust-Module). Детальное описание многофункционального двигателя «Орбас-2Ш» будет представлено в разделе «Разгонные блоки "Бернер" и IUS» корпорации «Boeing». Верхняя же ступень ОАМ была спроектирована компанией «Olin Aerospace» (прежнее название— «Rocket Research») специально для ракет «Афина». Разгонный блок ОАМ предназначается для непосредственной доставки полезного груза на рабочую орбиту. Кроме того, с его помощью контролируется положение ракеты по каналу крена на этапе работы нижних ступеней, а также ее стабилизация на пассивных участках полета. Для пространственной ориентации ракеты используются шесть двигателей тягой по 11,3 кг, довыведение обеспечивают четыре ЖРД тягой по 22,6 кг, ориентированные по оси изделия. Все двигатели ступени ОАМ — однокомпонентные и работают на гидразине, который подается из бачков вместительностью по 59 кг под давлением наддува в 31 атм. В зависимости от задач полета в блоке может быть установлено 2, 4 и 6 таких емкостей. В результате чего общая масса ступени варьируется в пределах .607—818 кг. В блоке ОАМ также размещаются основные элементы управления ракетой «Афина». Система наведения включает в себя автопилот, три лазерных гироскопа и три акселерометра. Точность формирования круговой орбиты высотой 1100 км составляет ±5,4 км. Стандартный головной обтекатель ракет «Афина-1» диаметром 2,34 м и массой 792 кг имеет полезный объем 10,6 м3. Зона для монтажа выводимого объекта определяется высотой 4,3 м и диаметром 1,98 м. При стартовой массе 66,35 т ракета «Афина-1» позволяет доставлять на орбиту высотой 200 км и наклонением 28,5° грузы массой 800 кг, на солнечно-синхронную орбиту около 300 кг. Первый (неудачный) полет ракеты «Афина-1» состоялся в августе 1995 г. с территории базы Ванденберг. Запуск производился со стартового комплекса SLC-6, построенного для МТКС «Спейс Шаттл». Пусковое устройство ракеты было смонтировано на опорах крепления одного из ТТУ системы. Полеты ракеты «Афина-1» также проводились и с м. Канаверал — с коммерческой стартовой площадки LC-46. Работы по предполетной подготовке ракеты «Афина-1» занимают 14 дней с персоналом численностью в 20—25 человек. После установки на пусковом устройстве первой ступени к ней (за 10 дней до старта) пристыковывается двигатель «Орбас-21D». На следующий день производится монтаж заправленной ступени ОАМ. Установка головного обтекателя с полезным грузом выполняется за 3 дня до полета. Управление запуском ракеты «Афина-1» осуществляется операторами из фургона, отстоящего от стартовой площадки на 2,7 км. Передача команд производится по двусторонним оптико-волоконным линиям связи. Четырехступенчатая ракета «Афина-2» отличается от предшественницы наличием второго РДТТ «Кастор-120». Кроме того, для этой модели был спроектирован головной обтекатель диаметром 3,05 м и с полезным объемом 29,5 м3. С таким обтекателем высота ракеты составляет 30,2 м, со стандартным — 28,2 м. При стартовой массе 120,2 т ракета «Афина-2» позволяет доставлять на круговую орбиту высотой 500 км и наклонением 28,5° грузы массой 1,75 т, на полярную орбиту высотой 1200 км спутники массой 0,96 т, а на траекторию полета к Луне — аппараты массой 450 кг.Именно с запуска лунного зонда «Lunar Prospector», принадлежащего NASA, и началась эксплуатация ракеты «Афина-2» в январе 1998 г. (см. рис. в Главе 9). Стоимость проведения старта модели составила около, 20 млн долл.В целях повышения грузоподъемности ракеты «Афина-2» в ее составе предлагалось использовать несколько (2, 4 или 6) стартовых ускорителей «Кастор-4А» тягой по 44,2 т каждый. Наиболее мощная модель «Афина-3» при стоимости запуска 26 млн долл. должна была обеспечить выведение на низкую орбиту спутников массой 3,2 т. Однако наблюдаемое в последнее время снижение спроса на запуски КА легкого класса не позволило в полной мере реализовать подобные планы. В связи с этим в 2001г. компания «Lockheed Martin» была вынуждена приостановить производство ракет «Афина» до получения конкретных заказов на запуск. Принятое решение повлекло за собой расформирование группы технического персонала (50 специалистов). Консервация технологического и контрольного оборудования со сборочных линий позволила сократить расходы на поддержание их в рабочем состоянии с нескольких тысяч до нескольких долларов в день. В целом за период эксплуатации семейства с 1995 по 2001 г. было осуществлено четыре старта ракеты «Афина-1» и три модели «Афина-2», причем на каждую из этих ракет пришлось по одной аварии.

<<<Назад Страница 79 Далее>>>

<<<Назад Страница 80 Далее>>>

Ракеты семейства «Атлас» Приостановление эксплуатации ракет «Афина» не окажет значительного влияния на деятельность корпорации «Lockheed Martin», поскольку подавляющая часть осуществляемых ею коммерческих запусков приходится на ракеты «Атлас». Данные транспортные системы вместе с выпускающим их предприятием в 1994 г. были выкуплены компанией «Martin Marietta» у корпорации «General Dynamics», которая в свою очередь в конце 1950-х годов приобрела их непосредственного разработчика — фирму «Convair». Современные ракеты «Атлас», еще недавно называвшиеся «Атлас-Центавр», представляют собой последнюю ветвь некогда многочисленного семейства. Поэтому (то есть по старшинству) сначала предлагается описание истоков и первых моделей семейства, а эволюции ракет «Атлас-Центавр» отводится следующая глава. Родоначальником семейства «Атлас», как и многих других РН, является боевая ударная система. Ракета «Атлас» стала первой американской МБР. В ходе ее разработки были весьма удачно применены многие технические новинки, без которых невозможно представить современную ракетную технику: карданная подвеска маршевых двигателей, тонкостенные топливные баки без силового набора, автономная инерциальная система наведения и многое другое. В своем сочетании подобные новшества обеспечили высокие технико-эксплуатационные характеристики МБР. Но надо признать, что многие из них были предложены и отчасти испытаны задолго до рождения этой боевой системы. В 1946 г. ВВС армии (самостоятельным видом вооруженных сил ВВС стали год спустя) подписали с корпорацией «Consolidated Vultee Aircraft», позднее названной «Convair», контракт на создание экспериментальной одноступенчатой ракеты МХ-774 для отработки технологий перспективных МБР с дальностью действия до 9300 км. Основное внимание требовалось уделить двигательной установке, системам управления и наведения, аэродинамике, траектории полета и отделяющейся головной части. Подготовленная по проекту ракета МХ-774 массой 1,86 т имела высоту 10,5 м и диаметр 0,75 м. Все отсеки изделия — носовой, топливный с несущими баками и хвостовой с четырьмя стабилизаторами — изготовлялись из алюминиевых сплавов. Ракета комплектовалась четырехкамерной двигательной установкой фирмы «Reaction Motors». Каждая из камер тягой по 0,9 т закреплялась в отдельном карданном подвесе, что обеспечивало трехосную стабилизацию изделия на активном участке полета продолжительностью 58 с. В качестве компонентов топлива использовался жидкий кислород и этиловый спирт общей массой 1,3 т. Подача топлива осуществлялась турбонасосным агрегатом, работавшим на продуктах разложения перекиси водорода.Несмотря на то что все три произведенные в 1948 г. старта ракеты МХ-774 окончились неудачами из-за отказов двигательной установки, испытания подтвердили работоспособность большинства остальных бортовых систем. Успешно зарекомендовавшие элементы ракеты МХ-774 нашли свое применение в проекте МХ-1593, в 1951 г. получившем название «Атлас». На первых этапах работы по программе фирма «Convair» наряду с другими подрядчиками подготовила предложения по МБР для последующего ее сравнения с крылатыми ракетами. По мере проработки вариантов наибольшее предпочтение постепенно стало отдаваться баллистическим ракетам. К 1955 г. были подготовлены предложения по МБР, забрасывавшей боезаряд массой 3,2 т на расстояние 8800 км. Однако при этом ракета высотой 32 м и диаметром 3,6 м должна была иметь стартовую тягу не менее 297 т. (Один из проектов предполагал создание одноступенчатой МБР массой 200 т с семью ЖРД тягой по 56,7 т.) Техническая сложность подобных ударных средств ставила под сомнение их успешную разработку в заданные сроки с определенным уровнем затрат. Лишь после создания компактных термоядерных зарядов большей мощности стало возможным существенно уменьшить массу головной части и, соответственно, всей ракеты в целом. МБР «Атлас» SM-65, как основной элемент системы оружия WS-107A-1, предназначалась для доставки головно,й части массой 1,34 т на расстояние 13—14 тыс. км. Стартовая масса первой эксплуатационной модели «Атлас-D» высотой 25,1 м и диаметром 3,05 м составляла 118 т. Кислородно-керосиновая двигательная установка МА-2, разработанная для данной модели фирмой «North American Rocketdyne», комплектовалась пятью ЖРД: маршевым LR-105-NA-3 тягой 27,2 т, двумя стартовыми LR-89-NA-3 тягой по 68 т и двумя верньерными LR-101-NA тягой по 0,45 т. В установке использовалась турбонасосная система подачи компонентов топлива без дожигания газогенераторного газа. Все двигатели крепились в карданных подвесах для управления ракетой на активном участке полета. Конструктивной особенностью силовой установки ракет «Атлас», все двигателя которой включались одновременно.на старте, являлся сброс хвостовой юбки со стартовыми ЖРД на 2 мин полета. Подобная схема, иногда называемая «полу-тораступенчатой», была принята в целях повышения надежности запуска двигателей в наземных условиях. Управление ракетой по каналу крена после отделения стартовых ЖРД осуществлялось верньерными двигателями. Ими же проводилась коррекция скорости изделия перед отделением головной части после прекращения работы маршевого ЖРД на 240 с. Увод ракеты от боезаряда выполнялся с помощью нескольких РДТТ. Ракеты «Атлас-1>» оснащались радиоинерциальной системой наведения фирмы «General Electric». Основное электронное оборудование, включая БЦВМ, автопилот, антенны и приемники, размещалось в двух обтекаемых гаргротах, диаметрально расположенных на баковом отсеке. Высокое конструктивное совершенство МБР «Атлас», «сухая» масса которых составляла около 6,8 т, обеспечили тонкостенные несущие баки. Топливный отсек длиной 18 м являлся основным силовым элементом конструкции, воспринимавшим тягу двигательной установки. Специально для ракет «Атлас» была разработана аустенит-ная сталь AISI-301 с пределом прочности 14 060 кг/см2. Ее технологические и прочностные характеристики позволили уменьшить толщину стенок в основании топливного отсека до 1 мм, а в верхней части до 0,1 мм. Сборка отсека производилась путем сварки отдельных секций высотой 0,9 м. Во избежание деформаций готовые секции, а затем и весь бак крепились в специальной оснастке. Топливные баки МБР имели совмещенные днища, выгнутые вверх в сторону бака окислителя емкостью 71 м8; объем бака горючего составлял 43,7 м3. Нижнее днище последнего представляло собой усеченный конус, на котором крепилась рама маршевого ЖРД. Двусторонняя сварка нижнего днища являлась заключительной операцией сборки топливного отсека. При ее выполнении в течение 16 часов внутри бака находилась пара рабочих, управлявших сварочным аппаратом (смена операторов через каждые два часа производилась через люк-лаз в днище). После завершения сборки отсека осуществлялся технологический наддув баков, который будет поддерживаться на всех последующих этапах сборки и эксплуатации ракеты. Избыточное давление в 0,7 кг/см2 придает такую устойчивость стенкам бака, что их корпус без всяких повреждений выдерживает удар молотком. В одном из первых испытательных полетов после отказа двигательной установки ракета выполнила полную «петлю», сохранив при этом целостность конструкции.

<<<Назад Страница 80 Далее>>>

<<<Назад Страница 81 Далее>>>

Ракеты семейства «Атлас» (Часть 2) Производство МБР «Атлас» началось в 1955 г. на предприятии фирмы «Convair» в Сан-Диего (шт. Калифорния). Летом 1956 г. началась стендовая отработка двигательной установки ракет. Первый полет экспериментальной модели «Атлас-А» был осуществлен (неудачно) на м. Канаверал в июне 1957 г. Ракеты данного типа оснащались только стартовыми ЖРД, макетом головной части и значительным количеством измерительного оборудования. При испытаниях дальность их полета не превышала 960 км. Опытная модель «Атлас-В», представлявшая собой полностью укомплектованную ракету с отделявшимся носовым конусом, использовалась в 1958—1959 гг. для комплексных испытаний системы, в том числе с проведением контрольных стрельб на расчетную дальность. После серии успешных полетов было решено применить эту модель для выведения полезного груза на околоземную орбиту. Первый космический старт ракет «Атлас» состоялся 18 декабря 1958 г. Входе полета ракета самостоятельно вышла на орбиту с параметрами 200 x1460 км*; при этом на ее борту находился неотделяемый комплект связной аппаратуры Score (Signal Communications by Orbital Relay Equipment) массой 68 кг. Конечная масса сборки ракеты с этим оборудованием составила 3,96 т. В ходе орбитального полета, длившегося чуть больше месяца, с борта ракеты транслировалось записанное на магнитофон рождественское послание президента Д. Эйзенхауэра. Предсерийная модель «Атлас-С» начиная с декабря 1958 г. использовалась для квалификационных испытаний всей системы. Штатная модель МБР «Атлас-D» была принята на вооружение в сентябре 1959 г.