Ступень «Транстейдж»

диаметр — 1,2 м, давление в камере сгорания — 7,4 атм, диаметр критического сечения сопла — 18,8 см, степень расширения сопла— 40:1. В сравнении со ступенью «Аджена» выбранная схема силовой установки блока «Транстейдж» с двумя качаемыми и меньшими по тяге ЖРД предоставила определенные преимущества: была уменьшена длина хвостового отсека, а также исключена необходимость применения дополнительных двигателей или сопел для управления изделием по крену. На пассивном участке полета ориентацию ступени «Транстейдж» в плоскостях тангажа и рыскания обеспечивали две пары двигателей тягой по 20,4 кг (они же осуществляли осадку топлива перед включением маршевых ЖРД), а в плоскости крена — четыре двигателя тягой 11,3 кг каждый. Топливо для этих ЖРД (та же пара: азотный тетроксид и «аэрозин») хранилось в отдельных баллонах. Бортовой запас топлива основной силовой установки ступени, рассчитанной на работу в течение 440 с, размещался в двух закрепленных на ферме титановых баках. Для упрощения конструкции двигателей использовалась вытеснительная подача компонентов. Все основные системы управления ракетой «Титан-ЗА», включая инерциальную систему наведения, размещались в приборном отсеке ступени «Транстейдж». Этот отсек, представлявший собой отдельный технологический элемент, монтировался на силовом каркасе двигательной установки. Ракета «Титан-ЗА» являлась опытным прототипом центрального блока более мощной транспортной системы «Титан-ЗС». Тем не менее в двух из четырех осуществленных в 1964—1965 гг. полетах, первый из которых закончился неудачей, ракета «Ти-тан-ЗА» вывела в космос штатные спутники легкого класса; грузоподъемность этой ракеты определялась 2,6 т на низкой орбите. Создание ракеты «Титан-ЗС» рассматривалось основной задачей программы 624А, стоимость которой была определена 1 млрд долл. (в ценах 1962 г.), или около 4,62 млрд долл. (по курсу 2000 г.). Высокие энергетические характеристики этой модели (13 т на низкой орбите и 1, 4 т на стационарной) были достигнуты за счет использования двух твердотопливных ускорителей тягой по 453 т, которые обеспечивают старт и подъем ракеты массой 630 т на высоту около 40 км. Разработка столь мощных РДТТ стала не только ключевым элементом программы «Титан-3», но и в некоторой степени предопределила дальнейшее развитие американских ра-кетно-космических систем. Основные технико-эксплуатационные требования, предъявлявшиеся к стартовым ускорителям ракеты «Титан-ЗС», были таковы: —ТТУ диаметром 3,05 м должны комплектоваться четырьмя взаимозаменяемыми секциями, верхним днищем и нижней секцией с соплом (четырехсекционный ускоритель является промежуточным вариантом и должен допускать возможность установки еще одной секции); —масса четырех- и пятисекционного ускорителя— 170 т и 204 т; — относительная масса топлива для четырех- и пятисекционного ускорителя — 0,88 и 0,89; — продолжительность работы — 100—110 с; — удельный импульс — около 260 с; — управление вектором тяги — за счет впрыска рабочего тела в сопло; — гарантийный срок хранения при влажности 50% и температурном диапазоне — 15—31 °С один год; — возможность транспортировки — автомобильными, железнодорожными, морскими и воздушными средствами. Несмотря на высокую сложность проекта, весной 1962 г. заказ на создание ТТУ для ракеты «Титан-ЗС» был передан молодой корпорации «United Technology Corp.» (UTC). Благодаря подбору высокопрофессиональных специалистов, активному освоению новых технологий эта компания за четыре года существования сумела добиться значительных успехов в области РДТТ. Уже в феврале 1963 г. компания UTC на своей технической базе «Койот» в Сан-Хосе (шт. Калифорния) успешно провела первое огневое испытание единичной секции будущего ускорителя. Блок диаметром 3,05 м и высотой 3,2 м снаряжался топливным зарядом массой 32,6 т. В комплектации с верхним днищем и сопловой частью такой РДТТ общей массой 50 т проработал в течение 120 с, поддерживая тягу около 113,3 т. Спустя пять месяцев состоялся первый стендовый запуск полномасштабного пятисекционного ТТУ. Созданный за три года ускоритель UA-1205 имел следующие характеристики: высота— 25,9 м, диаметр — 3,05 м, общая масса — 226 т, тяга — 453 т, продолжительность работы — 110 с. РДТТ ускорителя снаряжался смесевым топливом на основе перхлората аммония и полибутадиен-акрилонитрила с алюминиевыми добавками. Перед заливкой топлива в секции ТТУ стенки стального корпуса покрывались теплоизоляцией из каучука Buna-N с кремниевым наполнителем, а также специальным составом для улучшения сцепления заряда с корпусом. Канал горения верхней секции имеет звездообразное сечение, а нижних — круглую со средней толщиной свода заряда 92 см. Форма каналов определялась исходя из требуемого закона изменения тяги ускорителя: при старте — пиковое значение 600 т, спустя секунду — 575 т, 453 т в момент Т+42 с, 385 т при Т+100 с и около 30 т в момент отделения ТТУ от ракеты на 120 с полета. Небольшой заряд верхнего днища имеет более сложную форму, поскольку в нем предусмотрены каналы к заглушкам, обеспечивающим обнуление тяги ускорителя перед его отделением или при возникновении аварийной ситуации. Нижняя секция ТТУ комплектуется фиксированным соплом длиной 3,3 м, расположенным под небольшим углом к продольной оси изделия. При диаметре выходного сечения около 2,7 м степень расширения сопла составляет 8:1. Для управления вектором тяги ускорителя был применен впрыск азотного тетроксида в закритическую часть сопла. Этот компонент хранится в баке цилиндрического контейнера высотой 12,1 м, закрепленном на корпусе ТТУ. Подача рабочего тела к соплу осуществляется за счет наддува бака азотом из отдельной емкости, расположенной в верхней части контейнера. Впрыск азотного тетроксида в струю истекающих газов производится через 24 форсунки, расположенных в сечении сопла со степенью расширения 3,5:1. Оснащенные электромагнитными клапанами форсунки работают по квадрантам группой из шести устройств. При выбросе компонента в поток пламени образуется ударная волна, по которой поток может отклоняться на угол до 5°, возникающая при этом поперечная сила достигает значения в 50 т. Кроме того, азотный тетрок-сид, являясь окислителем, создает небольшую дополнительную тягу примерно в 1,8 т. Перед завершением работы ТТУ для увеличения тяги и облегчения массы изделия перед отделением оставшийся в баке компонент равномерно сбрасывается через все форсунки. Увод отделившихся от РН ускорителей обеспечивают блоки из четырех тормозных РДТТ тягой по 2 т, которые расположены в носовой и хвостовой части каждого ТТУ. Эти двигатели массой по 38,5 кг имеют длину 1,5 м и диаметр 15 см.

<<<Назад Страница 93 Далее>>>

<<<Назад Страница 94 Далее>>>

Ракеты семейства «Титан» (Часть 4) Применение мощных ускорителей потребовало доработок первой ступени ракеты. В частности, во избежание перегрева маршевых ЖРД на них монтировался защитный кожух, а на выступающие из него сопла устанавливались теплоизоляционные панели. Зазор между днищем кожуха и соплами закрывался эластичным уплотнением, не препятствующим поворотам двигателей, но предотвращающим попадание продуктов горения ТТУ в хвостовой отсек. В этих же целях в критическом сечении самих ЖРД устанавливались вышибные заглушки Для первой ступени ракеты «Титан-ЗС» были подготовлены маршевые двигатели LR-87-AJ-9 общей тягой 214 т (в вакууме), а на второй ступени использовался ЖРД LR-91-AJ-9 тягой 45,3 т, который практически не отличался от модели, применявшейся на ракете «Титан-2». Для осуществления полетов ракет «Титан-ЗС» на м. Канаверал было построено две стартовых площадки LC-40 и LC-41 с общей технической позицией. Наземный комплекс проектировался с учетом требований по максимальному снижению времени на предполетную подготовку РН (до 15 суток на стартовой позиции). Важность, которую придавали ВВС обеспечению таких возможностей, можно подчеркнуть тем, что общая концепция мобильного запуска под названием «Сборка, транспортировка, старт» была утверждена до окончательного выбора типа ракеты-носителя, а исходными планами по проекту предусматривалось создание трех пусковых площадок. Жесткие требования по срокам проведения стартов были обусловлены одной из ранних задач ракеты «Титан-ЗС» — выведением пилотируемого корабля «Dyna Soar» для экстренного инспектирования и перехвата боевых космических средств противника. После закрытия проекта «Dyna Soar» актуальность оперативности была поддержана условиями развертывания разведывательных спутников. Также перед разработчиками ставилась задача обеспечения высокой степени готовности РН к запускам. Данное требование определялось следующими показателями: в состоянии готовности «195 мин до старта» (Т-195 мин) ракета должна находиться в течение 30 суток, в состоянии Т-45 мин — в течение 6 ч, в Т-1 мин — в течение часа.