Аппарат dc-X

Подобная практика стала возможной благодаря свободе, предоставленной компании «McDonnell Douglas» заказчиком. В рамках проекта «Delta Clipper» У СОИ применило новые организационные методы управления разработкой и закупками военной технике. Поэтому в работе головного отдела по программе участвовало только два офицера, остальные 15 сотрудников были представителями компании «McDonnell Douglas» и субподрядчиков. Примененная практика оправдала себя в полной мере — аппарат DC-X был разработан и передан заказчику через 18 месяцев после подписания контракта. Однако к тому времени (весна 1993 г.) произошли серьезные изменения в концепции обеспечения национальной безопасности. В связи с разрядкой международной напряженности и уменьшением вероятности глобального вооруженного конфликта программа СОИ была закрыта, а ее административные структуры преобразованы в Управление противоракетной обороны BMDO (Ballistic Missile Defense Organization) с задачами создания средств защиты от ограниченного нападения баллистическими ракетами средней и меньшей дальности. При этом акцент был перенесен на системы ПРО наземного базирования. Поэтому в области транспортных систем приоритеты Управления BMDO сместились от МТКС «Delta Clipper» к трансатмосферному аппарату SX-2. При вдвое больших, чем у модели DC-X, размерах изделие грузоподъемностью 900 кг рассчитывалось на крейсерский полет со скоростью М=5 и достижение высоты 180 км. Тем не менее под угрозой резкого сокращения ассигнований и даже полного закрытия проекта аппарат DC-X готовился к демонстрационным полетам на армейском полигоне Уайт-Сэндз (шт. Нью-Мексико). Исходными задачами первого этапа испытаний стали общая оценка работоспособности бортовых систем и управляемости изделия в полете на высотах до 180 м, получение данных о донных эффектах при посадке и т.п. Второй этап предусматривал постепенное увеличение скорости и высоты для оценки аэродинамических характеристик, имитацию аварийной посадки, в том числе при наличии ветра. На заключительном этапе намечалось провести активные маневры с использованием как аэродинамических, так реактивных элементов системы управления, совершить снижение в положении «носом вперед» с обратном разворотом для посадки. Первый полет аппарата DC-X продолжительностью 60 с состоялся 18 августа 1993 г. Изделие поднялось на высоту 45 м, совершило перемещение в горизонтальной плоскости на дальность 105 м и плавно опустилось на подготовленную бетонную площадку размерами 30 х 30 м. Вертикальная скорость при касании земли составила 0,3 м/с вместо ожидавшихся 1,2 м/с, что было объяснено эффектом «воздушной подушки», образовавшейся при отражении пламени от поверхности. Среди недостатков, проявившихся в полете, было отмечено небольшое возгорание в носовой части, произошедшее из-за утечки водорода, возможно, еще на этапе заправки, а также нерасчетные колебания топлива в баках. В целом результаты запуска были оценены как положительные. Через три недели (11 сентября) было произведено второе испытание аппарата DC-X. Как и при первом полете, изделие полностью не заправлялось, и его стартовая масса составила 14,9 т. До отрыва от пускового устройства маршевые ЖРД проработали для контроля параметров в течение 3,5 с при уровне тяги 30% от номинала, взлет произошел после выхода силовой установки на режим 85%, таким образом тяговооружен-ность изделия составила 1,4. При подъеме аппарат развил скорость 16,7 м/с, на высоте 90 м он завис, переведя тягу двигателей на уровень 60%. За счет качания ЖРД изделие было отклонено от вертикали на 5е для горизонтального полета, со скоростью 4,5 м/с. Удалившись от места старта на 105 м и приняв вертикальное положение, аппарат начал снижение. На зысоте 60 м были выпущены посадочные опоры, на высоте 30 м скорость спуска составила 10,6 м/с, при касании земли 1,1м/с. Полет, признанный полностью успешным, продолжался 66 с, группа обслуживания приступила к работе с изделием через 5 мин после посадки. Третий полет, состоявшийся 30 сентября, выполнялся по той же схеме, что и предыдущие: вертикальный подъем, перемещение в горизонтальной плоскости и спуск. Отличительными особенностями испытания, длившегося 72 с, были увеличенная высота полета 360 м и разворот по крену на 180° при подъеме со скоростью 36,6 м/с. К активному маневрированию планировалось приступить пРи четвертом запуске, намеченном на октябрь 1993 г. Но за день до старта поступил приказ о прекращении работ из-за отсутствия средств в бюджете программы. Приказы, как известно, не обсуждаются, но значимость, которую придавали проекту DC-X законодатели, оказалась настолько высока, что осенью 1993 г. без запроса со стороны правительства они выделили на завершение летных испытаний модели и на дальнейшее развитие проекта 40 млн долл. Однако Министерство обороны категорически отказалось финансировать эти работы, ссылаясь на неопределенности с перспективами развития ТКС (в то время ВВС приступили к исследованиям, приведшим в итоге к утверждению программы создания ракет-носителей EELV). В поддержку проекта DC-X выступило и NASA, готовившееся к работам по одноступенчатой МТКС. На сохранение рабочей группы и поддержание изделия в эксплуатационном состоянии агентство выделило около 1 млн долл. Лишь в начале 1994 г. военное ведомство разрешило израсходовать на завершающие пять полетов аппарата DC-X 5 млн долл. Причем финансирование работ уже осуществлялось из бюджета Управления ARPA (так непродолжительное время называлось Управление DARPA). Кроме того, к реализации проекта были привлечены некоторые исследовательские организации ВВС и NASA. В результате 20 июня 1994 г. после восьмимесячного перерыва аппарат DC-X в четвертый раз устремился в небо. Впервые модель стартовала с полностью заправленными баками, поэтому продолжительность полета с усложненными задачами составила 136 с. После вертикального подъема с разворотом по крену в 180° на высоту 450 м аппарат по крутой траектории достиг высоты 793 м в 320 м от места взлета. На этом участке изделие, управлявшееся только маршевыми ЖРД, развило скорость 119 км/ч при угле атаки 70°. Затем, продолжая набор высоты, аппарат лег на обратный курс. Над посадочной площадкой аппарат завис на высоте 870 м. При спуске, который продолжался 1 мин, максимальная скорость снижения составила 22 м/с. Успех четвертого полета был затенен аварией при пятом испытании, состоявшемся через неделю (непродолжительный период предстартовой подготовки уже следовало бы рассматривать хорошим показателем, если бы...). Сразу же после включения маршевых ЖРД еще до отрыва аппарата от пускового устройства под его днищем произошел взрыв накопившегося в наземных магистралях водорода. Поскольку бортовые системы работали нормально, то никаких данных о возникновении нештатной ситуации на операторские пульты не поступило. Поэтому изделие в автоматическом режиме совершило взлет. Лишь на 7 с полета, когда начала разрушаться обшивка поврежденного хвостового отсека, наблюдатели зафиксировали возникшие аномалии, а спустя 10 с была подана команда на аварийное приземление. Несмотря на разрушения, система управления и исполнительные элементы аппарата, находившегося в тот момент на высоте 300 м, сработали без сбоев. Одновременно с выпуском посадочных опор была снижена скорость полета, хотя изделие продолжало подъем. Достигнув высоты 780 м, аппарат начал снижение со скоростью 30 м/с-вслед за падающими кусками фюзеляжа.

<<<Назад Страница 54 Далее>>>

<<<Назад Страница 55 Далее>>>

Аппарат «DELTA CLIPPER» (Часть 3) Впервые посадка изделия была произведена не на подготовленную бетонную площадку, а на природную поверхность полигона, представляющую собой гипсовые отложения. Касание произошло через 78 с после старта при скорости 1,1 м/с с небольшим боковым скольжением; отклонение оси модели от вертикали не превысило 1°. Послеполетный осмотр аппарата DC-X показал обширное размерами 1,2 х 4,5 м разрушение нижней и центральной части корпуса, толщина которого составляет около 2,5 см. Кроме того, была обнаружена небольшая трещина в сварном шве бака водорода. Подобный ущерб был признан восстановимым при незначительных затратах. Для изготовления нового фюзеляжа его разработчику — фирме «Scaled Composites» было передано 700 тыс. долл. (первый корпус обошелся в 1,2 млн долл.). Несмотря на аварию, участники проекта были далеки от огорчений — при столь значительных повреждениях изделие продемонстрировало высокую живучесть и доказало свои права на дальнейшие полеты. Восстановленный аппарат DC-X совершил свой шестой старт 16 мая 1995 г. Сразу же после взлета стала отрабатываться программа разворота по тангажу. При этом для управления моделью впервые были использованы дифференциальное дросселирование тяги маршевых ЖРД и один из аэродинамических щитков, выдвинутый на 15 с полета (Т+15 с). Перед достижением вершины траектории 1,3 км в момент Т+45с щиток был убран, и аппарат начал горизонтальный полет в обратном направлении со скоростью 165 м/с. Оказавшись над посадочной площадкой, изделие в момент Т+79 с стало снижаться с скоростью 23 м/с; за 10 с до приземления были выдвинуты опоры, посадка произошла в 3 м от центра бетонки. Продолжительность полета составила 124 с. 12 июня 1995 г. седьмое испытание продолжалось 132 с. Этот запуск был отмечен значительными изменениями угла атаки (в пределах 0—70°) при горизонтальном полете на высоте 1,9 км. Кроме того, впервые для управления изделием были задействованы все исполнительные элементы системы наведения: маршевые ЖРД, аэродинамические поверхности и реактивные двигатели, работавшие на газообразных компонентах топлива. Завершающий и самый сложный восьмой полет продолжительностью 124 с состоялся 7 июля 1995 г. при значительном количестве приглашенных высокопоставленных чиновников различных организаций и конгрессменов. Основной задачей испытания была демонстрация возможности разворота изделия при возвращении с орбиты для вертикальной посадки. После непродолжительного вертикального подъема и разворота по тангажу на 25° аппарат вышел в зону проведения маневра на высоте 2,4 км и в удалении 640 м от места старта. Совершив в плоскости тангажа разворот до угла -5е, изделие было сориентировано носовой частью в обратном направлении, при этом инерциальная скорость движения составила 19,8 м/с. Основной маневр занял 15 с. Аппарат выполнил обратный разворот по тангажу до угла 130° над горизонтом, а потом для подготовки к посадке опять уменьшил свой наклон до 110°. При этом максимальная угловая скорость составила 25°/с, а угол атаки изменялся от -60° до +180°. Разворот осуществлялся за счет одновременного качания маршевых ЖРД, обеспечившего до 40% требуемого момента, и дифференциального дросселирования их тяги (60%). Приблизившись к стартовой площадке, аппарат начал снижение со скоростью 22,5 м/с. На этапе спуска отказал высотомер, и приземление произошло при скорости 4,2 м/с с перегрузкой 5,3 g (максимально допустимая величина 7 g). Сразу же после посадки группа обслуживания приступила к работам с аппаратом, планируя провести дополнительный демонстрационный полет с минимальным интервалом. Однако жесткое приземление привело к разрушению амортизатора одной опоры и небольшому разрыву обшивки. Поэтому повторный старт был отменен. Небольшое изменение в планах не омрачило торжественной церемонии по поводу завершения программы испытаний, а также передачи аппарата DC-X в ведение NASA. Еще весной 1994 г. до возобновления испытаний изделия агентство, согласовав вопрос с Министерством обороны, заключило с компанией «McDonnell Douglas» соглашение о модернизации модели для отработки новых технологий. Общий объем работ был оценен в 25 млн долл., причем треть из этой суммы обязалась оплатить сама компания «McDonnell Douglas», предлагавшая NASA свой аппарат в качестве прототипа масштабной модели перспективной транспортной системы RLV. Основными отличиями модернизированного изделия, названного DC-XA Clipper Graham, стали: —- графито-эпоксидный бак жидкого водорода массой 972 кг (предшествующий алюминиевый образец весил 1,47 т); — алюминий-литиевый бак жидкого кислорода массой 648 кг, обеспечивший снижение массы конструкции на 375 кг. (Емкость, рассчитанная на заправку 7,3 т компонента, имела диаметр 2,5 м и высоту 2,1м. Первоначально компания «McDonnell Douglas» планировала изготовлять оба топливных бака из композиционных материалов, однако из-за опасений задержек с разработкой емкости под окислитель выбрали традиционный алюминий-литиевый сплав. Изделие было закуплено у российской корпорации «Энергия»); — вспомогательная силовая установка для гидроприводов, также приобретенная в России; — блок газификации жидкого водорода для двигателей системы ориентации (масса агрегата, спроектированного фирмой «Aerojet», составила 233 кг); — межбаковый переходник (в сравнении с алюминиевым аналогом новый элемент, изготовленный из композитов, имел меньшую на 118 кг массу); — комплектация системы наведения приемниками навигационной системы GPS (данные устройства устанавливались и на модели DC-X, но только для испытаний, без включения в основной контур управления). Несмотря на то что электронное оборудование аппарата DC-XA имело большую на 136 кг массу, за счет выполненных доработок общий вес конструкции изделия был снижен до 9,2 т (то есть на 10% по сравнению с базовым изделием). Программой испытаний аппарата DC-XA предусматривалось осуществление в течение двух-трех месяцев пяти стартов. Первый из них состоялся 18 мая 1996 г. на том же полигоне Уайт-Сэндз. Испытание проводилось по упрощенной схеме: подъем на высоту 240 м, перемещение в горизонтальной плоскости к посадочной площадке и спуск. Все задачи полета, длившегося 62 с, были успешно выполнены. Однако при посадке произошел отказ фиксатора аэродинамического щитка, и он, выдвинувшись из корпуса, под действием отраженного от земли пламени загорелся. Пожар был быстро потушен, и незначительные повреждения не потребовали продолжительного ремонта. Подготовка и проведение двух последующих полетов аппарата DC-XA с Запланированным интервалом в сутки проходила по типовому сценарию американских боевиков с комедийным уклоном: главный герой — хороший парень — попадает в им самим вырытую яму и с честью из нее выбирается. Руководителям проекта было мало аварийной посадки модели DC-X «в чистом поле» летом 1994 г. В стремлении продемонстрировать высокую надежность изделия перед выбором NASA головного подрядчика по программе RLV они решили повторить эксперимент. Тем не менее определенный для приземления участок, находящийся от места старта в 170 м, был обильно смочен водой и утрамбован примерно на глубину 0,3 м. Данная техника вполне себя оправдала при подготовке полосы для посадки орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл» при третьем испытательном полете в 1982 г. По своей схеме второй полет, произведенный 7 июня, был аналогичен первому: модель, поднявшись со скоростью 53,3 м/с на высоту 594 м, сместилась к месту посадки и начала спуск. Оставалось только совершить эффектную посадку перед высокопоставленными гостями. Но свою яму аппарат DC-XA вырыл сам. Под действием пламени двигателей оставшаяся в поверхностном слое вода вскипела, и вырванные из земли значительные по размерам куски гипса, разлетаясь, стали бить по корпусу аппарата. Выжженный в поверхности кратер глубиной 0,6 м был настолько обширен по площади, что практически все опоры оказались на его краю, и малейшее боковое смещение привело бы к падению изделия. Не успев порадоваться свалившейся удаче от устоявшего аппарата, стартовая команда из 15 человек с особыми предосторожностями приступила к погрузке изделия на транспортер. Поскольку третье испытание также планировалось завершить на такой же «неподготовленной» площадке, то программистам пришлось загружать новое полетное задание с посадкой на штатной бетонке; на это ушло около 6 ч, хотя БЦВМ системы наведения была заменена за 45 мин. О планах осуществления повторного старта через несколько часов (такая была программа-максимум) уже не говорили. Авральные работы велись с целью проведения нового полета в течение суток. И им это удалось. Слегка подчищенный аппарат DC-XA стартовал через 26 часов. Поскольку впервые модель была полностью заправлена, полет длился 142 с, при этом была достигнута рекордная высота за всю историю испытаний 3,14 км. Многочисленные датчики, с особой концентрацией на новых конструктивных элементах (топливных баках и переходнике), фиксировали значения динамических нагрузок на изделие во время подъема, также осуществлявшегося с небывалой скоростью 90 м/с. Все задачи полета были успешно решены. Присутствовавший при испытаниях директор NASA Даниэль Голдин обмолвился: «Этим можно и "Шаттл" заменить». Однако это были только слова. К тому времени NASA, вероятно, уже сделало свой выбор экспериментальной модели МТКС второго поколения и не в пользу аппарата с вертикальным взлетом и посадкой (официально это будет объявлено через месяц). Успешное проведение демонстрационных полетов модели DC-XA привело лишь к дополнительному соглашению с компанией «McDonnell Douglas» о продлении программы испытаний еще на четыре старта. Но, как бы поняв свою ненужность, аппарат DC-XA взорвался при следующем запуске 31 июля. После взлета модель поднялась на высоту 1,2 км на удалении 0,9 км. При возвращении изделие совершило разворот по тангажу на угол 45° для оценки характеристик аэродинамических щитков. Спуск начался при вертикальной скорости 54 м/с. На высоте 105 м была подана команда на выдвижение посадочных опор, однако одна из них не сработала. В этот момент изделие находилось на высоте 60 м, а скорост£ снижения составляла 29 м/с; до приземления оставалось 11с. На случай возникновения подобной ситуации были предусмотрены различные варианты действий, включая экстренный подъем с последующей посадкой на парашюте (в этом случае скорость приземления составила бы предельно допустимую величину 9 м/с). Но в итоге было принято решение о посадке в штатном режиме. Аппарат коснулся поверхности бетонной площадки через 140 с после взлета. Приземлившись со скоростью 1,2 м/с, изделие находилось в вертикальном положении в течение 5 с (двигатели за это время были отключены), а затем начало падать. При ударе о землю загорелся бак окислителя с остатками компонента, а через 1,5 мин взорвался бак водорода. Пожар длился около часа. Итак, один из крупных проектов, связанных с отработкой технологий перспективных МТКС, окончился потерей опытной модели. Но поскольку это не редкость для экспериментальных изделий, то исходя из общих результатов, полученных в ходе создания и испытаний аппарата DC-XA, многие специалисты оценивают этот проект весьма положительно. К основным достижениям разработчиков ими относится, в первую очередь, высокая оборачиваемость изделия, оснащенного, что особо подчеркивается, криогенными двигателями. Далее: — осуществление перед посадкой маневра разворота в положение «кормой вперед», принципиального для аппаратов данной схемы; — незначительная численность персонала наземного обслуживания и управления полетами; — первые летные испытания графито-эпоксидного бака с жидким водородом; — высокая надежность системы управления и ее программного обеспечения. Система продемонстрировала устойчивую работу при различных нештатных ситуациях: разорванном корпусе, разрушенном щитке, отказавшем высотомере, ошибках в оценке воздействии пламени, отраженного от поверхности, и т.п. Тем не менее, несмотря на то что в ходе проекта DC-XA было изучено около 40% ключевых проблем, связанных с разработкой одноступенчатой МТКС, дальнейшего развития предложенная схема не получила и не только по техническим причинам.

<<<Назад Страница 55 Далее>>>

<<<Назад Страница 56 Далее>>>

Программа Х-33 Проект Х-33, работы по которому велись в 1995—2001 гг., являлся ключевым элементом программы создания МТКС второго поколения — в ходе его выполнения предполагалось разработать и испытать масштабную гиперзвуковую модель будущей одноступенчатой системы. Несмотря на полное прекращение работ, данный проект, приобретший в свое время практически общенациональное значение, интересен не только в техническом отношении. Неудачное завершение программы выявило реальные возможности промышленности, которые оказались ниже ожидаемых, а также подчеркнуло значимость руководства государственных структур в управлении сложными экспериментальными проектами. В связи с этим ниже приводится достаточно подробное описание программы Х-33, включая предварительные изыскания, на основании которых принималось решение о типе и характеристиках новой транспортной системы.

<<<Назад Страница 56 Далее>>>

<<<Назад Страница 57 Далее>>>

Программа Х-33. Предварительные изыскания Задачи NASA по созданию новых средств выведения, определенные в директиве «Политика в области ТКС», были сформулированы на основе результатов выполненного этим ведомством исследования «Выход в космос» («Access to Space»). В ходе данной работы изучались возможности сокращения затрат на транспортное обеспечение перспективных проектов, повышения безопасности космических полетов, а также укрепления позиций американских компаний на рынке пусковых услуг. В качестве исходных данных для исследования «Выход в космос» использовалась оценка общенационального грузопотока, который потребуется обеспечить до 2030 г. В его состав включались грузы, необходимые для развертывания и эксплуатации Международной космической станции, гражданские, военные и коммерческие аппараты. Перечень задач для новых средств выведения не предусматривал значительного повышения их энергетических характеристик, но их эксплуатационные затраты требовалось сократить не менее чем на 50% по сравнению с показателями современных транспортных систем. В рамках исследования «Выход в космос» рассматривались три варианта комплектации перспективного парка ТКС: — продолжение эксплуатации существующих ракет-носи-телей и МТКС «Спейс Шаттл» до 2030 г. с проведением модернизации последней; — разработка на базе современных технологий семейства одноразовых РН, ввод в эксплуатацию которых должен состояться в 2005 г. (Предполагалось, что запуски грузов и астронавтов будут производиться раздельно — для доставки на орбитальную станцию экипажей проектируется малоразмерный ВКС.); — создание принципиально новой МТКС, которая могла бы заменить вса современные средства выведения в 2008—2010 гг. Основное внимание экспертной группы, занимавшейся анализом первого варианта, было сосредоточено на оценке трех различных по затратам схем модернизации системы «Спейс Шаттл» (принималось, что имеющиеся РН остаются практически без изменений). Первая схема предусматривала модернизацию МТКС на уровне отдельных подсистем и агрегатов. В частности, предлагались следующие усовершенствования: новые БЦВМ, система ориентации и наведения на базе спутниковой системы GPS, обеспечение возможности автоматических полетов, высокоэнергетические топливные батареи, вспомогательные энергоустановки, работающие от электропитания, рули направления, изготовленные из углерод-углеродного материала, и т.п. В ходе модернизации МТКС по второй схеме помимо вышеназванных мероприятий планировалось провести качественное обновление бортовых систем, но с сохранением внешней конфигурации орбитальной ступени: новые системы орбитального маневрирования и ориентации с ЖРД на нетоксичных компонентах замена гидравлических приводов электромеханическими, улучшенная теплозащита, катапультируемые кресла и т.п. Третья схема предполагала создание практически новой МТКС: катапультируемая кабина экипажа, крылатые жидкостные ускорители, стартовые ускорители с гибридным топливом (как вариант) и прочее. Сравнительный анализ выбранных альтернатив показал, что наиболее эффективной схемой является первая, обеспечивающая приемлемое снижение стоимости эксплуатации при незначительных затратах на проектные работы. На этапе предварительного отбора средств выведения для второго варианта было рассмотрено свыше восьмидесяти схем комплектации нового семейства РН. Предлагавшиеся ТКС отличались между собой количеством и компоновкой ступеней, типами двигателей и топлива, способами размещения полезного груза и т.п. После детальной проработке нескольких приоритетных схем предпочтение было отдано следующей номенклатуре: современная ракета «Дельта-2», новой РН грузоподъемностью 9 т, заменяющая семейство «Атлас-2», и новая ракета тяжелого класса. Отличительной особенностью последней ТКС, обеспечившей преимущество данной схемы перед другими, было использование дешевых кислородно-керосиновых двигателей РД-180 на первой ступени и модифицированных кислородно-водородных J-2S — на второй. Для третьего варианта сравнивались три типа полностью многоразовых транспортных систем: — одноступенчатый аппарат с ракетными двигателями, при стартовой массе 890 т выводящий на низкую орбиту полезный груз массой 18,6 т; — одноступенчатый аппарат с ракетными и воздушно-ре-активными двигателями (стартовая масса — 415 т, грузоподъемность — 23,6 т); — двухступенчатая МТКС, первая ступень которой использует ВРД, а вторая ЖРД (стартовая масса — 363 т, грузоподъемность — 14,5 т). Выполненные экспертами расчеты показали, что исходя из экономических показателей, уровня технического риска, возможности освоения в установленные сроки ключевых технологий наиболее предпочтительной для создания является одноступенчатый аппарат с ЖРД, осуществляющий вертикальный старт и горизонтальную посадку. В то же время признавалось, что система с вертикальной посадкой может быть не менее эффективна. Выбранные на первом этапе исследования «Выход в космос» варианты подверглись затем сравнительному анализу, на основе котррого и принималось решение о комплектации перспективного парка средств выведения. Для определения оптимальной номенклатуры ТКС использовались следующие критерии: экономические показатели (общая стоимость программы за весь жизненный цикл), надежность, безопасность, пригодность к эксплуатации и другие. В качестве контрольного параметра принимались ежегодные затраты на запуски современных ТКС в размере 6,7 млрд долл. (в ценах 1995 г.), из которых 3,8 млрд долл. приходятся на МТКС «Спейс Шаттл», 0,5 млрд долл.— на закупки ракет для NASA и 2,4 млрд долл. — на запуски ракет по военным программам и обслуживание полигонов. Таким образом, стоимость обеспечения всего жизненного цикла современных средств выведения в течение последующих 35 лет составит 233 млрд долл. Экономические расчеты по каждому альтернативному варианту дали следующие результаты. Затраты на модернизацию современных ТКС оцениваются в 2,4 млрд долл., при этом ежегодная экономия от их эксплуатации по сравнению с контрольным показателем составит только 0,25 млрд долл. в год. В результате общая стоимость реализации первого варианта к 2030 г. достигнет 230 млрд долл. Разработка новых одноразовых ракет-носителей по второму варианту обойдется в 11 млрд долл. При ежегодных затратах на эксплуатацию 4 млрд долл. стоимость проекта составит 192 млрд долл. Создание принципиально новой МТКС потребует значительно больших затрат: расходы только на подготовку элементной базы в течение ближайших пяти лет^ составят 18 млрд долл. Примерно такая же сумма уйдет непосредственно на разработку и производство нескольких транспортных аппаратов. Тем не менее высокие затраты на НИОКР обеспечат существенное снижение текущих затраты до 2,6 млрд долл. в год при суммарной стоимости всего жизненного цикла 198 млрд долл. Важным и решающим преимуществом последнего варианта стало максимальное снижение величины удельных затрат на выведение грузов до 2025—2160 долл./кг, тогда как для новых одноразовых ракет данный показатель был оценен в 3520—8580 долл./кг (у современных ТКС эти затраты составляют 22 ООО долл./кг). Кроме того, одноступенчатый аппарат имеет лучшие показатели по надежности — 0,995 *, остальные же лишь соответствуют заданным требованиям — 0,98. Новая МТКС также обеспечит повышенную безопасность экипажа, нормативное значение которой определяется 0,998. Таким образом, несмотря на значительные капиталовложения в период разработки, одноступенчатая МТКС по всем параметрам была признана наилучшим вариантом развития парка средств выведения. Представляя свое заключение правительству, NASA отмечало следующее. Транспортная система нового поколения может обеспечить существенное (60%-ное) снижение затрат на запуски КА. Необходимый подготовительный этап по освоению элементной базы позволит промышленности значительно расширить свои технологические возможности. Экономический эффект может быть усилен при использовании новых методов управления работами по проекту и стимулировании коммерческих интересов частных компаний, испытывающих сильную конкуренцию на международном рынке пусковых услуг.

<<<Назад Страница 57 Далее>>>

<<<Назад Страница 58 Далее>>>

Программа Х-33. Задачи и этапы программы Результаты исследования «Выход в космос» сыграли важную роль при подготовке документа «Политика в области ТКС». Тем не менее, несмотря на однозначность ряда предложений NASA по формированию будущего парка средств выведения, задачи, поставленные перед этим ведомством в президентской директиве, оказались достаточно умеренными: — продолжать эксплуатацию МТКС «Спейс Шаттл» до 2012—2013 гг. (прежде NASA планировало прекратить ее полеты 4—5 годами раньше); — провести проектные изыскания по одноступенчатой транспортной системе с тем, чтобы после 1996 г. приступить к работам по подготовке необходимой элементной базы и созданию масштабной модели новой МТКС для комплексной оценки выбранной схемы и использованных технологий. Летные испытания этой модели должны начаться не позднее середины 1999 г.; — при разработке технологической базы и проектировании новой транспортной системы NASA должно учитывать требования военных организаций. В результате основной задачей NASA на последующее пятилетие стала разработка опытного прототипа будущей транспортной системы RLV («Reusable Launch Vehicle»). По результатам летных испытаний нового экспериментального аппарата, получившего типовой индекс Х-33, и предполагалось принять окончательное решение о создании МТКС второго поколения. В связи с этим NASA выработало лишь самые общие требования к перспективному средству выведения. При массе конструкции 80—113 т система RLV должна обеспечивать доставку на орбиту Международной космической станции (высотой 400 км и наклонением 51,6°) грузы массой 11,3 т. Габариты отсека полезного груза были определены длиной Эми диаметром 4;5 м. Двигательную установку системы предлагалось комплектовать 6—8 ЖРД тягой около 180 т, то есть класса SSME. Несмотря на то что помимо решения транспортных задач новая МТКС будет применяться для снабжения космической станции и смены ее экипажей, полеты системы должны выполняться только в автоматическом режиме. Отказ от участия человека в управлении аппаратом позволит существенно упростить и конструкцию, и предполетную подготовку МТКС. В этих же целях было решено полностью исключить проведение на ее борту каких-либо научных исследований и экспериментов. Ряд требований был направлен на обеспечение необходимых технико-эксплуатационных показателей аппарата RLV: высокая степень автоматизации систем управления и диагностики, износостойкие теплозащитные покрытия, возможность аварийного прекращения полета с одним отказавшим двигателем и посадки на обычные аэродромы, отсутствие самовоспламеняющихся токсичных компонентов топлива, блочная компоновка и облегченный доступ к бортовому оборудованию и т.д. Первоначально с помощью МТКС планировалось добиться четырех-пятикратного снижения стоимости выведения грузов в космос. Однако вскоре NASA пересмотрело этот показатель и потребовало десятикратного сокращения затрат — с 22000 до 2200 долл./кг. Обеспечение высокой рентабельности новой транспортной системы является необходимым условием повышения конкурентоспособности американских компаний на рынке пусковых услуг. В отличие от МТКС «Спейс Шаттл», находящейся в государственной собственности, аппарат RLV планировалось передать его разработчикам для коммерческой эксплуатации. Подобная льгота была обусловлена финансовым участием в программе промышленных компаний. По первоначальным расчетам, вклад частных фирм должен был составить 70—80% от всей стоимости программы RLV, минимальная величина которой в 1995 г. оценивалась в 6—12 млрд долл. По замыслу NASA, успешное проведение демонстрационных полетов аппарата Х-33 должно было привлечь к реализации программы RLV значительные частные инвестиции. Поэтому, приступив к разработке новой МТКС в 2000 г., NASA рассчитывало провести ее первые испытания уже в 2004 г., а штатную эксплуатацию начать год спустя. В то же время,' учитывая высокую сложность программы, NASA планировало одновременно вести работы по ряду смежных проектов типа Х-34 и Х-37, также предусматривавших создание технологий для перспективных средств выведения. Тем не менее основные усилия и средства были направлены на программу Х-33. К концу 1994 г. NASA подготовило проектные требования к аппарату Х-33, который должен был представлять собой уменьшенную примерно вдвое модель будущей МТКС. Опытный прототип предназначался для отработки ключевых элементов системы RLV и имитации основных этапов ее эксплуатации: старта, разгона до высоких гиперзвуковых скоростей, полета по суборбитальной траектории, входа в плотные слои атмосферы и автоматической посадки на обычную аэродромную полосу (в случае выбора модели с вертикальной посадкой указывалась точность приземления — 60 м). Программа летных испытаний аппарата Х-33 оговаривалась следующими условиями: — проведение не менее 15 стартов, первый из которых должен состояться не позднее марта 1999 г.; — не менее чем в двух полетах аппарат должен развить скорость, превышающую М=15; — продолжительность предстартовой подготовки к трем, как минимум, последовательным запускам не должна превышать 7 дней; — хотя бы для одного полета необходимо обеспечить период предполетного обслуживания в двое суток; — если разработчик выполняет все запланированные полеты к декабрю 1999 г., то ему выплачивается премия в 75 млн долл. Программа Х-33 стала одним из проектов, в ходе которых NASA попыталось освоить новые принципы взаимодействия со своими подрядчиками. Концепция «Быстрее, лучше, дешевле» была сформулирована на основе предположения, что уровень управления и организации производства в крупнейших корпорациях позволяет существенно ослабить текущий контроль со стороны правительственных структур. Поэтому в целях сокращения затрат на административно-управленческие мероприятия и сроков выполнения программы участвующим в ней фирмам были предоставлены широкие полномочия в решении многих технических и организационных вопросов.

<<<Назад Страница 58 Далее>>>

<<<Назад Страница 59 Далее>>>

Программа Х-33. Конкурсные проекты Работы по проекту Х-33 начались с конкурсного отбора полученных от промышленных фирм предложений по новому экспериментальному аппарату. Контракты стоимостью по 8 млн долл. каждый на выполнение первого этапа программы NASA подписало в начале 1995 г. с тремя компаниями: «McDonnell Douglas Aerospace», «Rockwell International Space Systems» и «Lockheed Martin Advanced Development», иногда называемой «Lockheed Martin Skunk Works». Выбранные компании в течение 15 месяцев (с марта 1995 г. по май 1996 г.) занимались выработкой концепции перспективной МТКС и ее масштабной модели, а также составлением бизнес-плана реализации проекта. Поскольку никаких конкретных требований по типу аппарата Х-33, равно как и системы RLV, NASA не выдвигало, то представленные на конкурс проекты существенно отличались друг от друга — воспользовавшись полученной свободой, компании постарались на новом технологическом уровне реализовать свои лучшие конструкторские наработки прошлых лет. Компания «Lockheed Martin» подготовила проект аппарата вертикального взлета и горизонтальной посадки. В качестве аэродинамической схемы был выбран несущий корпус с двумя скошенными стабилизаторами. ВКС такой конфигурации под названием «Aeroballistic Rocket» просчитывался фирмой за несколько лет до этого для военных организаций. Кроме того, определенную роль сыграл и значительный опыт, приобретенный компанией в 1960-е годы при создании и летной отработке несущих корпусов по программам Х-23 и Х-24. По форме в плане, близкой к треугольной, аппарат RLV имел высоту 37,8 м и ширину 39 м. При стартовой массе 725 т и запасе топлива 635 т такая МТКС позволяла бы доставлять на низкую орбиту грузы массой 18 т. Несмотря на некоторое увеличение затрат, компания «Lockheed Martin» приняла решение проектировать аппарат с крупногабаритным отсеком полезного груза длиной 13,5 м и диаметром 4,5 м. Основным элементом новой МТКС должна стать двигательная установка, укомплектованная кислородно-водородными ЖРД с центральным телом. Кампанией «McDonnell Douglas» в качестве прототипа транспортной системы RLV был выбран уже созданный и испытанный аппарат DC-X, осуществляющий вертикальный взлет и посадку. Предполагалось, что по своим габаритам новая транспортная система будет примерно в четыре раза крупнее базового изделия. Характеристики аппарата Х-33 определялись следующими значениями: стартовая масса — 226 т, высота — 30,5 м и диаметр — 8,4 м. Транспортная система Х-33 корпорации «Rockwell» пред^ ставляла собой крылатый аппарат вертикального взлета и горизонтальной посадки. По внешнему виду он был схож с орбитальным кораблем МТКС «Спейс Шаттл» и имел практически цилиндрический корпус, что, по мнению специалистов корпорации, обеспечивает более эффективное использование внутренних объемов, а также позволяет с наименьшими затратами создать аналогичную систему больших габаритов. Высота аппарата Х-33 корпорации «Rockwell» составляла 30 м, размах крыла — 16,5 м, а стартовая масса — 159 т, тогда как характеристики созданной на его базе МТКС были бы таковы: высота — 56 м, размах крыла — 32 м, стартовая масса — 860 т, а масса конструкции — 84 т. Возможности по выведению грузов оценивались для разных орбит в пределах 6,8—18 т.

^{Рассматривавшиеся схемы одноступенчатой МТКС: аппарат с несущим корпусом вертикального старта и горизонтальной посадки (слева), крылатый аппарат вертикального старта и горизонтальной посадки (в центре), аппарат вертикального старта и вертикальной посадки}

Входе выполнения первого этапа программы компании провели детализацию своих проектов, в результате которой изменились не только некоторые технические показатели рассматривавшихся аппаратов, но и отчасти их внешний облик. Общие характеристики транспортных систем RLV, определенные после этапа эскизного проектирования аппаратов Х-33, приведены в таблице 2.3. В оценке поданных компаниями предложений по аппарату Х-33 и в конечном счете системе RLV принимали участие около 100 экспертов из различных государственных организаций (NASA, Министерств обороны, энергетики и т.п.), а также частных аэрокосмических предприятий. В качестве критериев выбора наилучшего проекта использовались: — конструктивное совершенство («сухая» масса аппарата не должна превышать 10% от его стартовой массы); — минимальный объем проектно-конструкторских доработок в части освоения новых технологий при создании системы RLV; — оптимальный, согласованный с планами NASA график финансирования и выполнения работ по проекту. (Особо учитывалась величина собственных средств подрядчика, вкладываемых в реализацию программы.) Таблица 2.3 Основные характеристики аппаратов, предложенных к разработке по программе RLV

По всем приведенным критериям аппарат, предложенный компанией «Lockheed Martin», оказался лучшим. Благодаря использованию принципиально новых маршевых двигателей, композиционных материалов, а также теплозащитных покрытий относительная масса конструкции изделия была снижена До 0,08—0,084. Для продолжения работ по программе Х-33 NASA выделило 941 млн долл., из которых 837 млн долл. получила непосредственно компания «Lockheed Martin», а остальные были переданы подразделениям NASA, привлеченным к реализации проекта. Долю своего финансового участия в создании экспериментального аппарата компания «Lockheed Martin» определила в размере 220 млн долл. Кроме того, по условиям заключенного контракта она также принимала на себя все дополнительные расходы, которые могут потребоваться в будущем при доработке проблемных узлов модели. Решение об использовании в программе Х-33 финансовых средств головного подрядчика качественно изменило отношения между NASA и компанией «Lockheed Martin», подняв статус последней до равноправного партнера федерального ведомства. Обычно при заключении контракта заказчик детально определяет основные характеристики, проектный облик и многие другие параметры разрабатываемого изделия, вплоть до технологических процессов изготовления его ключевых элементов. В рамках же программы Х-33 было оформлено «Соглашение о совместной разработке» (Cooperative Agreement), по которому подрядчик получал самые широкие полномочия; причем в ходе обсуждения различных вопросов NASA могло высказывать свое мнение лишь в виде рекомендаций. Также в целях сокращения затрат на административное обеспечение программы был существенно уменьшен объем текущих проверок деятельности компании, а также упрощены нормативные требования к выполнению проектно-исследовательских и производственных работ. Низкая эффективность принятого подхода к созданию такого уникального аппарата, как Х-33, проявилась уже в 1999 г., когда после аудиторской проверки программы специалисты Главного контрольно-финансового управления GAO (General Accounting Office) сделали заключение, что проектируемая модель «не будет соответствовать заданным техническим и стоимостным показателям». Таким образом, попытки NASA оценить в ходе программы Х-33 новые, более простые и дешевые методы управления крупными техническими проектами не принесли желаемого результата. Но это выяснилось позже. Гораздо раньше прозвучали сомнения в объективности проведенного конкурса. Ряд обозревателей высказали соображения о политических предпосылках выбора проекта корпорации «Lockheed Martin». Так, например, аппарат компании «McDonnell Douglas» многими специалистами считался наиболее предпочтительным, поскольку уже имел успешно испытанный прототип DC-X. Но этот вариант был отклонен вследствие того, что его истоки были связаны со «Стратегической оборонной инициативой», выдвинутой республиканским президентом Р. Рейганом. Пришедшее же к власти в 1993 г. правительство от демократической партии рассматривало эту программу как политически некорректную. Некоторое предубеждение к предложениям компании «McDonnell Douglas» проявлялось и в NASA, но оно было связано в основном с межведомственными отношениями, ибо инициатором проекта DC-X все-таки было Министерство обороны. Аппарат корпорации «Rockwell» рассматривался прямым копированием корабля МТКС «Спейс Шаттл», причем с некоторым ухудшением эксплуатационных характеристик. Новое и молодое правительство демократов, сделавшее ставку на интенсивное развитие наукоемких отраслей промышленности, нуждалось в более инновационном проекте. В наибольшей степени этому требованию соответствовал аппарат компании «Lockheed Martin».

<<<Назад Страница 59 Далее>>>

<<<Назад Страница 60 Далее>>>

Описание аппаратов Х-33 И «VENTURESTAR» Идея создания МТКС по схеме несущего корпуса в комплектации с двигателями LA (Linear Aerospike) с линейным центральным телом и металлической теплозащитой была выдвинута фирмой «Lockheed Skunk Works» еще в 1992 г. В последующем и особенно на этапе эскизного проектирования в рамках программы RLV первоначальный облик и характеристики предложенной транспортной системы претерпели некоторые изменения. К началу непосредственных работ по опытному прототипу новая МТКС, получившая собственное имя «VentureStar» («Звезда предприятия»), приобрела более плавные обводы верхней части фюзеляжа, сохранив при этом треугольную форму в плане. Помимо двух стабилизаторов для управления изделием и увеличения путевой устойчивости было предложено использовать двухкилевое вертикальное оперение. В целях повышения управляемости при гиперзвуковом полете в нижней части корпуса предусматривались два балансировочных щитка. Аэродинамическое качество системы «VentureStar» на гиперзвуковых скоростях оценивается в 1,2, при дозвуковом режиме в 4,5 с максимальным коэффициентом подъемной силы 0,9. При возвращении на Землю с полезным грузом скорость захода на посадку будет снижена до 380 км/ч, а скорость в момент касания составит 300 км/ч, что примерно на 90 км/ч меньше скорости посадки корабля МТКС «Спейс Шаттл» Аппарат Х-33, представляя собой уменьшенную в масштабе 53% копию МТКС «VentureStar», имел аналогичные форму и компоновку. Высота прототипа составляла 20,7 м,. поперечный размер — 23,1 м; стартовая масса определилась 131 т, а масса конструкции — 37 т. (Примечательно отметить, что в аванпроекте, с которым компания «Lockheed Martin» победила в конкурсе, две последние характеристики имели значения 124 т и 28 т соответственно.) Двигательная установка аппарата Х-33 комплектовалась двумя кислородно-водородными двигателями XRS-2200 LA тягой по 93 т, тогда как в составе МТКС «VentureStar» планировалось применять семь таких ЖРД.

^{Аппараты Х-33 и VentureStar в сравнении с МТКС «Спейс Шаттл»}

Внутренняя компоновка аппарата Х-33 предполагала переднее расположение бака окислителя вместительностью 82 т жидкого кислорода. Изготовленная из алюминиевого сплава двухдольная емкость массой 2,5 т имела длину 7,9 м, ширину 5,7 м и высоту 3,6 м. В составе МТКС «VentureStar» предполагалось применять бак, изготовленный из композитных материалов. В центре аппарата Х-33 располагался отсек полезного груза диаметром 1,2 м и длиной 3,3 м, в нем планировалось размещать электронное оборудование: три БЦВМ, системы связи, наведения, энергообеспечения и прочее. Выполненный из титанового сплава отсек массой 136 кг представлял собой съемный элемент конструкции. В отношении будущей МТКС подобное решение позволит проводить предстартовую подготовку предназначенных к выведению объектов параллельно и независимо от работ по обслуживанию всего изделия. По обеим сторонам аппарата находятся баки жидкого водорода, которые будут воспринимать основную нагрузку от тяги, создаваемой маршевыми ЖРД. Изготовленные фирмой «Alliant Techsystems» из графито-эпоксидного материала баки массой по 2080 кг каждый рассчитаны на размещение по 110 тыс. л компонента. Столь крупные резервуары для криогенных жидкостей из композитных материалов еще не создавались. Баки горючего стали наиболее сложными для разработки элементами конструкции аппарата Х-33. Именно из-за проблем, возникших при их изготовлении, сначала были перенесены сроки проведения демонстрационных полетов изделия, а затем после разрушения при стендовых испытаниях в конце 1999 г. одного из баков был поднят вопрос о закрытии программы. Нижними днищами баки горючего опираются на раму крепления маршевых ЖРД. Криогенные двигатели RS-2200 фирмы «Rocketdyne» являлись одним из основных элементов аппаратов Х-33 и «VentureStar», благодаря которым предполагалось обеспечить высокие энергетические характеристики этих транспортных систем. Каждый такой ЖРД оснащен 20 камерами сгорания прямоугольного сечения, которые располагаются в два ряда по 10 камер в основании линейного центрального тела V-образного профиля. Формирование потока в подобных двигателях осуществляется, с одной стороны, профилированным скатом центрального тела, а с другой — внешним давлением атмосферы, что автоматически обеспечивает оптимальную степень расширения отбрасываемой струи. За счет плотной компоновки силовых установок, состоящих из таких ЖРД, существенно уменьшаются габариты хвостового отсека. Кроме того, если обычные ЖРД крепятся на тяжеловесных ферменных рамах, приводящих к точечной передаче нагрузок от тяги на корпус, то для монтажа двигателей типа LA применяются более простые конструкции прямоугольной формы, более соответствующей обводам фюзеляжа аппарата Х-33. В результате удается обеспечить более равномерное нагружение и тем самым снизить прочностные требования к изделию. Управление аппаратами Х-33 и «VentureStar» по тангажу и крену должно осуществляться за счет изменения тяги верхних и нижних камер сгорания двигателей LA, а в плоскости рыскания путем дросселирования тяги крайних ЖРД. Отсутствие в конструкции такой силовой установки карданных подвесов, поворотных механизмов и гибких магистралей снижает ее вес, одновременно повышая надежность. К проектированию ЖРД с центральным телом фирма «Rocketdyne» приступила в середине 1960-х годов; тогда ею был разработан двигатель с тороидальной камерой сгорания. Позднее такие ЖРД предлагалось использовать на орбитальных кораблях МТКС «Спейс Шаттл», но из-за высокого технического риска этот вариант оказался неприемлемым. При относительно низком давлении в камере сгорания (158 кг/см2) штатные двигатели RS-2200, которые создавались для МТКС «VentureStar», должны были иметь тягу 195 т на уровне моря и 224 т в вакууме, удельный импульс в соответствующих условиях 347 с и 455 с; тяговооруженность ЖРД оценивалась в 84. Для аппарата Х-33 фирма «Rocketdyne» создала опытные двигатели XRS-2200, отличающиеся пониженным значением давления в камере сгорания. В результате чего их тяга снизилась до 93 т, а тяговооруженность до 35. Характерной особенностью конструкции этих ЖРД является использование тур-бонасосного агрегата с двигателей J-2, применявшихся на ракетах «Сатурн». В период с сентября 1999 г. по май 2000 г. на технической базе Центра Стенниса было выполнено 20 стендовых запусков опытного образца двигателя XRS-2200, большая часть из них прошла успешно. В феврале 2001 г. начались испытания сборки двух летных образцов ЖРД. Однако уже в марте после объявления NASA о прекращении финансирования проекта Х-33 дальнейшая отработка двигателей была приостановлена. Тем не менее представителям Центра Стенниса и компании «Rocketdyne» удалось убедить руководство NASA в целесообразности продолжения испытаний. Из бюджета новой технологической программы SLI, предусматривавшей создание элементной базы для перспективных МТКС (ее описание см. ниже), на проведение трех запусков спаренных ЖРД было выделено 3,8 млн долл. Основной задачей этих экспериментов стала оценка работоспособности электромеханических приводов, которые фирма «Rocketdyne» применила в своих изделиях. Оговоренные новым соглашением испытания были успешно осуществлены в июле—августе 2001 г. Наиболее сложным и продолжительным стал третий запуск, когда ЖРД проработали 90 с практически на номинальном уровне тяги — 85%. Другим инновационным элементом аппарата Х-33 явилась металлическая теплозащита, которая по сравнению с традиционными керамическими покрытиями имеет лучшие эксплуатационные характеристики. Использование теплостойких металлов стало возможным благодаря аэродинамической форме несущих корпусов, снижающей тепловые нагрузки при входе в плотные слои атмосферы. В качестве разработчика системы теплозащиты была выбрана фирма «Rohr», позднее вошедшая в состав компании «BFGoodrich Aerospace». Для носка и передних кромок ею было создано углерод-углеродное покрытие с повышенной стойкостью к окислению ORCC (Oxidant Resistant Carbon Carbon). На нижней поверхности, где температура достигнет 700— 1000 °С, предлагалось монтировать плитки из никелевого сплава Inconel-617, а на участках с нагревом до 700 °С покрытия из титанового сплава Ti-1100. Верхнюю поверхность с незначительными тепловыми нагрузками планировалось закрывать обычными изоляционными панелями, а некоторые элементы конструкции, например аэродинамические рули, просто изготавливать из титана. В связи с высокой теплопроводностью металлических покрытий (температура на их внутренней поверхности будет около 180 °С) и для облегчения монтажа плитки должны были крепиться на специальных подставках. На ранних этапах проектирования образовавшийся между ними и фюзеляжем зазор в 10 см предлагалось заполнять дополнительным изоляционным материалом. Удельная масса созданной теплозащиты без учета элементов ее крепления составила 4,8 кг/м². Квалификационные испытания теплозащитных покрытий аппарата Х-33 были выполнены осенью 1998 г. в Центре Лэнгли. Испытывавшиеся образцы подвергались нагреву до 1093 °С. Успешная разработка двигательной установки и теплозащиты не спасла программу Х-33 от закрытия. Наиболее серьезные проблемы, как уже отмечалось, возникли при создании композитных баков водорода, из-за которых неоднократно срывались сроки начала испытательных полетов аппарата. Вначале 1999 г. при проверке только что изготовленных летных образцов баков в одном из них было обнаружено обширное отслоение внешнего покрытия от сотового наполнителя стенки. Выявленный дефект тогда удалось устранить, и работы продолжились. Однако контрольные испытания на отрыв внешней оболочки показали, что прочностные характеристики применяемого клеевого состава на 25% ниже расчетных. Поскольку качественно улучшить показатели адгезионного слоя в течение непродолжительного времени не представлялось возможным, то запас прочности бака был снижен до 1,25. Более того, по результатам анализа технологических процессов изготовления баков и реально достигнутых прочностных показателей было сделано заключение о том, что увеличенные вдвое аналоги для системы «VentureStar» в ближайшие годы изготовить не удастся. Поэтому компания «Lockheed Martin» была вынуждена принять решение об использовании на будущей МТКС баков горючего из традиционных алюминиевых сплавов. Такое изменение в проекте потребовало для обеспечения заданной грузоподъемности системы увеличения бортового запаса топлива и, следовательно, пересмотра ее внутренней компоновки. В итоге общая схема МТКС «VentureStar», масса которой возросла до 1500 т, существенно изменилась. Если ранее по внешнему облику она была практически идентична аппарату Х-33, то теперь отсек полезного груза предлагалось размещать не внутри корпуса, а на верхней поверхности фюзеляжа, отказавшись при этом от вертикальных килей. Для управления системой по рысканию должны были применяться вертикальные законцовки стабилизаторов. По сравнению с исходным проектом площадь последних была существенно увеличена с тем, чтобы они могли обеспечить свыше 50% подъемной силы изделия. Произошедшее при квалификационных испытаниях в ноябре 1999 г. разрушение летного образца бака горючего перечеркнуло все планы не только в отношении МТКС «VentureStar», но и аппарата Х-33. В целях экономии финансовых средств баки жидкого водорода, как и многие другие узлы аппарата, изготавливались в единственном экземпляре. Поэтому для производства нового образца, даже из алюминиевых сплавов, как предложила компания «Lockheed Martin», потребовались бы значительные дополнительные ассигнования и время (первый полет аппарата откладывался в лучшем случае до 2003 г.). Затраты же на полное завершение программы Х-33 оценивались уже в 400—600 млн долл. NASA, израсходовав все предусмотренные бюджетом средства, отказалось от дальнейшего финансирования проекта, а компания «Lockheed Martin», расходы которой к началу 2000 г. возросли до 360 млн долл. (с предусмотренных ранее 220 млн долл.), также не смогла изыскать подобные суммы. В результате в марте 2001 г. NASA объявило о полном прекращении работ по программе Х-33. А собранный примерно на 75% аппарат было решено законсервировать на базе ВВС Эдвардз в одном из ангаров его стартового комплекса.

<<<Назад Страница 60 Далее>>>

<<<Назад Страница 61 Далее>>>

Стартовый комплекс Запуски аппарата Х-33 планировалось проводить с территории технической зоны Хейстак Бьют (Haystack Butte), расположенной в восточной части базы Эдвардз. Стартовый комплекс, головным разработчиком которого стала корпорация «Sverdrup», разместился на площади 10 га. Его строительство, начавшееся в ноябре 1997 г., длилось пятнадцать месяцев. Согласно заключенному с заказчиками контракту стоимостью 32 млн долл., корпорацией «Sverdrup» были построены следующие сооружения: — передвижной ангар с полезной площадью 850 м2 для предстартовой подготовки аппарата Х-33 (обслуживание изделия должно было проводиться на расстоянии 121 м от стартовой площадки, после чего в ангаре доставляться к месту запуска); — подъемно-монтажное оборудование для установки аппарата на пусковое устройство; эта операция производится за 15 мин после отката ангара; — стартовая площадка с пламеотводным каналом размерами 10,5 х 9 м (для снижения шумовых нагрузок и охлаждения канала, толщина бетонных стенок которого достигает 0,9 м, предусмотрена система подачи воды с расходом 300 000 л/мин); — водонапорная башня с баком емкостью 946000 л; — резервуары для жидкого кислорода и водорода; — центр управления запуском, расположенный на удалении 1,6 км от пусковой площадки. Общая численность технического персонала на стартовом комплексе определялась 50 специалистами.

^{МТКС VentureStar на стартовой площадке}

Постоянное увеличение массы конструкции аппарата Х-33 вносило коррективы и в программу летных испытаний изделия. Уже к началу 1999 г. стало ясно, что установленная максимальная скорость полета М=15 на высоте около 80 км недостижима, и NASA пришлось снизить ее значение до М=13,5, а затем и до М=11 на высоте 50 км. Исходная программа испытаний предполагала следующие этапы. При первых пяти запусках осуществляются перелеты до аэродрома Майклз (шт. Юта), удаленного от места старта на 720 км. На активном участке продолжительностью 175 с аппарат должен достичь высоты 50 км и развить скорость М=9; планирующий спуск изделия продлился бы 14 мин (вкл. 33). После выполнения полета доставлять обратно к месту старта аппарат Х-33 намечалось с помощью самолета «Боинг-747», применяемого для транспортировки орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл». Затем в качестве места посадки определялась база ВВС Малм-стром (шт. Монтана). В этом случае дальность перелета составит 1520 км, максимальная скорость — М=13,8, высота — 80 км, продолжительность активного участка — 195 с, а всего полета 24 мин. При этом аэродром Майклз рассматривался в качестве места для аварийной посадки изделия. Считалось, что если отказ двигательной установки произойдет после 20 с полета, то аппарат сможет достичь этого аэродрома, в противном случае он упадет на территорию базы Эдвардз. Тем не менее база Эдвардз оказалась последним пристанищем аппарата Х-33. Примечательно отметить то, что предложение о консервации аппарата Х-33 выдвинули ВВС. Сразу же после решения NASA о прекращении финансирования программы компания «Lockheed Martin» обратилась за финансовой помощью к Министерству обороны, выражая готовность подготовить аппарат для отработки военных технологий. В связи с этим Космическое командование ВВС провело изучение вопросов финансирования не только этого, но и других экспериментальных проектов NASA, а именно Х-34 и Х-37. Но осенью 2001 г. по всем трем проектам было дано отрицательное заключение. По высказанным тогда соображениям, ожидаемые результаты летных испытаний аппарата Х-33 не оправдают высокий технический риск и вложенные средства. Эта модель могла бы стать прототипом трансатмосферного аппарата SOV, который проектируются ВВС для запусков орбитального корабля SMV или ударных платформ. Однако низкая скорость полета модели (М=11) не позволит отработать все технологии, необходимые для системы SOV, крейсерская скорость которой должна быть не ниже М=15. Поэтому в целях создания необходимой элементной базы ВВС отдали предпочтение сотрудничеству с NASA в рамках программы SLI. Интерес военных к аппарату Х-33 может проявиться вновь с началом реализации в 2003 г. программы FALCON, предусматривающей разработку боевого самолета-разгонщика HCV с крейсерской скоростью полета М=10. Бесспорно одно: головной подрядчик по этому изделию — компания «Lockheed Martin Aeronautics» найдет в нем применение многих технологий, освоенных при создании аппарата Х-33. Среди основных причин неудачного завершения проекта Х-33 следует выделить следующие: — стремление руководства NASA к максимальному снижению стоимости и продолжительности разработок за счет освоения типовых, принятых в коммерческой сфере принципов взаимодействия с подрядчиками (в рамках провозглашенной концепции «Быстрее, лучше, дешевле» было решено существенно расширить полномочия компаний, участвующих в федеральных проектах. Однако если при создании космических аппаратов легкого и среднего класса NASA отчасти удалось реализовать эту идею, то для разработки систем повышенной сложности и технического риска подобные подходы оказались неприемлемыми. Даже такая мощная в промышленном и финансовом отношении корпорация, как «Lockheed Martin», не смогла обеспечить должный уровень производства и контроля качества основных элементов аппарата Х-33); — ошибки в оценке перспективного коммерческого грузопотока в космос (ожидая резкого увеличения спроса на средства выведения, NASA рассчитывало привлечь к финансированию программ Х-33 и RLV частные компании в обмен на право самостоятельной эксплуатации создаваемой МТКС. Однако прогнозы в отношении темпов коммерциализации космоса не оправдались и интерес к новой транспортной системе упал); — достаточно напряженный график работ по программе не позволил довести ряд экспериментальных технологий до соответствия требованиям, предъявляемым к эксплуатационным изделиям. При этом следует отметить, что сроки реализации проекта определялись не только исходя из опыта подобных разработок, но и из политических соображений. Контракт на создание аппарата Х-33, как и в случае с программой «Спейс Шаттл», был подписан непосредственно перед президентскими выборами 1996 г. Значимость проекта для правительства была подчеркнута тем, что решение о выборе разработчика было объявлено в торжественной обстановке вице-президентом А. Гором. По первоначальным планам, к проведению демонстрационных полетов аппарата Х-33 намечалось приступить в первой половине 1999 г., то есть предполагалось, что с учетом вероятных задержек по крайней мере первые старты изделия будут произведены перед очередной президентской кампанией с участием вице-президента. Но полеты не состоялись, и в 2000 г. А. Гор проиграл...

<<<Назад Страница 61 Далее>>>

<<<Назад Страница 62 Далее>>>

Проект Х-34 Сначала в рамках проекта Х-34 NASA планировало разработать частично многоразовую двухступенчатую транспортную систему воздушного старта для выведения в космос спутников массой 0,54—1,13 т. Предполагалось, что запуск этой ТКС будет производиться с" борта самолета-носителя. После выхода первой крылатой ступени на суборбитальную траекторию от нее должна отделиться сборка полезного груза с разгонным блоком, который обеспечит его доставку на рабочую орбиту. Полет же первой ступени завершится планирующим спуском в атмосфере с посадкой самолетного типа. Однако из-за разногласий, возникших между разработчиками системы — корпорациями «Orbital Sciences» и «Rockwell», а также увеличения стоимости работ, что не позволило бы обеспечить расчетную стоимость запуска в 4 млн долл., проект был закрыт. Летом 1996 г. NASA приняло решение о создании в рамках программы Х-34 многоразового экспериментального аппарата для испытаний перспективных технологий в реальных Условиях гиперзвукового полета. Исходный бюджет программы составили 60 млн долл., оставшиеся от предыдущего проекта. В качестве головного разработчика изделия на конкурсной основе вновь была выбрана корпорация «Orbital Sciences». Согласно условиям заключенного контракта, который позднее был дополнен новыми соглашениями, подрядчик должен был спроектировать и изготовить один технологический и один штатный образец аппарата Х-34. Первый из них, получивший обозначение А-1, предназначался для бросковых испытаний, необходимых для изучения характеристик изделия на завершающем этапе полета и при посадке, второй (А-2) — для осуществления двух демонстрационных полетов со скоростью М=8. Впоследствии NASA решило расширить круг изучаемых в рамках программы вопросов и заказало корпорации «Orbital Sciences» еще один летный образец аппарата, увеличив при этом число полетов до 27. В результате объем работ по проекту существенно возрос, равно как и его бюджет, увеличившийся до 150 млн долл. Возможно, данное решение было связано с объединением усилий NASA и Министерства обороны по совместной разработке новейших технологий для перспективных МТКС и гиперзвуковых самолетов. Примерно в одно и то же время (конец 1998 г.) программа Х-34 и проект Х-37 были объединены в одну комплексную программу «Future-Х», выполнявшуюся при активном участии ВВС. К основным технологиям, которые предполагалось освоить в рамках проекта Х-34, относят новые композиционные материалы, электронное оборудование, систему наведения, а также теплозащитные покрытия, стойкие к воздействию различных атмосферных осадков (дождь, туман) и т.п. Кроме того, при выполнении программы летных испытаний планировалось отработать методы оперативной подготовки изделия к повторному запуску, а также операции аварийного прекращения полета и посадки в сложных метеорологических условиях, например при скорости бокового ветра до 37 км/ч. Спроектированный по схеме низкоплана аппарат Х-34 имеет следующие характеристики: — длина— 17,4 м; — размах крыла — 8,4 м; — стартовая масса — 21,3 т; — «сухая» масса— 7,7 т; — масса полезного груза — 180—453 кг. Для силовой установки аппарата фирмой «Rocketdyne» был создан кислородно-керосиновый двигатель Fastrac тягой 27,2 т. Этот ЖРД оснащается дешевой, частично многоразовой камерой сгорания. Изготовленная из силиконо-пластинового материала камера должна охлаждаться методом абляции. Первые испытания полномасштабного образца ЖРД, имеющего ресурс семь полетов, были успешно проведены в марте 1999 г. в Центре Стенниса. Общие затраты на разработку двигателя Fastrac оцениваются в 35 млн долл., а стоимость одного его штатного образца не должна превысить 1,2 млн долл., что примерно на 25% ниже затрат на производство аналогичного по тяге двигателя в традиционном исполнении.

^{Технологическая схема аппарата Х-34: 1 — обшивка носового отсека, 2 — носок, 3 — оборудование гидравлической системы, 4 — баллоны высокого давления, 5 — верхняя панель фюзеляжа, 6 — шпангоуты топливных баков, 7 — цельноповоротный киль, 8 — привод тормозного щитка, 9 — тормозной щиток, 10 — привод руля направления, 11 — рама крепления маршевого ЖРД, 12 — контейнер с тормозным парашютом, 13 — двигатель Fastrac, 14 — подфюзеляжный щиток, 15 — хвостовой Шпангоут, 16 и 17 — баки жидкого кислорода, 18 — бак керосина, 19 — элевоны, 20 — привод элевонов, 21 — главная стойка шасси, 22 — крыло, 23 —- верхняя панель наплыва крыла, 24 — передняя стойка шасси, 25 — обшивка днища, 26 — боковая панель фюзеляжа}

Согласно ранним планам к проведению демонстрационных полетов аппаратов Х-34 намечалось приступить в середине 2001 г. Первый этап летной отработки изделия предусматривал выполнение восьми запусков модели А-2 над территорией базы Эдвардз. При этих испытаниях скорость полета изделия предполагалось постепенно увеличивать с М=2,2 до М=5. Последующие семь запусков модели А-2 планировалось осуществить в Центре Кеннеди. Основной задачей данного этапа определялась отработка методов подготовки изделия к старту в течение суток. Второй летный образец аппарата Х-34, названный А-3, предназначался для достижения максимально возможных скоростей М=8 на высотах около 75 км. Конструктивной особенностью модели А-3 должен был стать бак жидкого кислорода, изготовленный из композитных материалов, а не из алюминиевого сплава, как на предшествующем изделии. Соответствующий контракт на поставку двух таких баков, один из которых предназначался для наземной отработки, NASA подписало с фирмой «Lockheed Martin Manned Space Systems», изготавливающей подвесной топливный отсек для МТКС «Спейс Шаттл». Некоторое время специалисты NASA и корпорации «Orbital Sciences» рассматривали вариант комплектации модели А-3 российским двигателем НК-39. Помимо низкой стоимости этот ЖРД обладает хорошими дроссельными характеристиками, что обеспечивает более эффективное управление изделием. Полет ракетоплана Х-34 должен производиться по следующей схеме: после отделения от самолета-носителя «Тристар» L-1011 на высоте примерно 10,5 км и непродолжительного свободного планирования будет включен маршевый двигатель, рассчитанный на работу в течение 155 с. При завершении гиперзвукового полета и входа в плотные слои атмосферы температура на передних кромках крыла и киля изделия достигнет 1093 °С, а на нижней поверхности фюзеляжа — 760 °С. Заход на посадку будет производиться по сигналам навигационных спутников GPS в сочетании с данными бортовых инерциальных блоков. Посадочная скорость аппарата оценивается в 351 км/ч, длина пробега при раскрытии тормозного парашюта на скорости 297 км/ч составит 2,1 км. Каждый из образцов аппарата Х-34 рассчитан на 25 полетов, причем средняя продолжительность их предстартовой подготовки не должна превышать 48 ч, а стоимость запуска 500 тыс. долл. В середине 2000 г. после неудач, связанных с реализацией концепции «Быстрее, лучше, дешевле», проект Х-34, как и многие другие программы NASA, подвергся тщательной аудиторской проверке. На основе выполненных оценок изначально принятый по проекту риск был признан чрезмерно высоким, в связи с чем было рекомендовано рассмотреть пути его снижения. В качестве возможных мероприятий было предложено: — снижение скорости полета с М=8 до М=2,5; — сокращение числа полетов с 27 до 6 запусков; — обеспечение возможности управления аппаратами с Земли; — установка резервной системы управления и т.п. Подобные установки предрешили судьбу проекта. Выполнение этих рекомендаций потребовало бы дополнительно 170 млн долл. Поскольку такие суммы превышали возможности NASA, работы над проектом, затраты на который к тому времени достигли 205 млн долл., были приостановлены. После изучения мер по экономии средств (например, за счет использования на аппарате двигателя НК-39) корпорация «Orbital Sciences» смогла сократить дефицит до 50 млн долл. (данная сумма позволяла завершить сборку первого летного образца и провести один его испытательный полет). Как и в случае с программой Х-33, разработчики аппарата Х-34 рассчитывали получить необходимые средства из бюджета программы SLI, а после отказа NASA в финансировании проект был предложен ВВС. Однако и военное ведомство дало отрицательный ответ, причем практически без рассмотрения. В итоге работы по программе Х-34 были полностью прекращены, а подготовленный к испытаниям и прошедший летную сертификацию аппарат был законсервирован (вкл. 34).

<<<Назад Страница 62 Далее>>>

<<<Назад Страница 63 Далее>>>

Проект Х-37 Проект Х-37 стал третьей составляющей работ, иницииро-Ванных NASA во второй половине 1990-х годов с целью созда-ния МТКС второго поколения. Если в ходе реализации про-гРаммы Х-33 проводилась оценка общей концепции новой транспортной системы и отрабатывались ее основные элементы, а программа Х-34 была направлена на изучение вопросов текущей эксплуатации высокоскоростных аппаратов, то проект Х-37 имеет своей целью создание и проведение натурных испытаний ключевых технологий перспективных ВКС в условиях реального орбитального полета, схода с орбиты и гиперзвукового полета со скоростью от М=25. Общее число инновационных технологий, готовящихся к испытаниям в рамках программы Х-37, достигает 40 наименований. Среди них называются: — теплозащитные покрытия различных типов (керамические с термостойкостью до 1650 °С, композитные материалы на базе углерода и карбида кремния для передних кромок и другие); — двигатели системы управления, работающие на перекиси водорода 90—-98%-ной концентрации; — облегченное посадочное шасси, рассчитанное на длительное пребывание в космосе; — модульная конструкция аппарата, позволяющая оперативно проводить замену как конструктивных элементов изделия, так и полезного груза; — отказоустойчивые бортовые системы, которые должны обеспечить полет изделия в полностью автоматическом режиме; в частности, комбинированная система наведения, система автоматического сближения и стыковки с КА и другие; — высокоэффективные солнечные батареи; — антенна Х-диапазона с электроприводом и т.д. В качестве головного разработчика аппарата Х-37 NASA выбрало компанию «Boeing Phantom Works». Как и в случае с программой Х-33, реализация этого проекта осуществлялась в рамках «Соглашения о сотрудничестве». Поэтому расходы на программу между участниками были распределены примерно поровну — доля федерального ведомства составила 72 млн долл., головной подрядчик, уже истративший на предварительные изыскания 18 млн долл., выделял 75 млн долл., а также принимал обязательства оплачивать все дополнительные издержки. Кроме того, определенную заинтересованность в программе Х-37 проявили ВВС, проводящие концептуальные исследования по боевым трансатмосферным и орбитальным аппаратам типа SMV. На отработку ряда технологий при испытательных полетах создаваемой модели ВВС выделили 16 млн долл. В реализации программы Х-37 принимали участие практически все основные подразделения NASA — Центры Маршалла (основной заказчик), Эймса, Кеннеди, Годдарда, Лэнгли и Драйдена. Со стороны ВВС в проекте участвовали Центр летных испытаний FTC, Центр космических и ракетных систем (SMSC) и Исследовательская лаборатория (AFRL). Аппарат Х-37 создается компанией «Boeing» как увеличенная в масштабе 125% копия экспериментальной модели Х-40А, которая была изготовлена для ВВС. Изделие длиной 8.4 м спроектировано по схеме низкоплана с размахом крыла 4.5 м. Хвостовое оперение состоит из двух килей с углом развала около 90°. В кормовой части на нижней поверхности фюзеляжа расположен балансировочный щиток, а на верхней — профилированный тормозной щиток.