Ракетно-космический комплекс "Морской старт"

При этом проводятся мероприятия по обеспечению безопасности района старта и оценке метеорологической обстановки. Первые осуществляются путем облета на вертолете начального участка трассы протяженностью 70—110 км. Для контроля за погодой командный корабль оснащен допплеровской PJIC С-диапазона, радиолокатором слежения за поверхностью океана и воздушными шарами. Предельно допустимым значением скорости ветра определена величина 11,7 м/с, а высоты волны 2,4—3 м. При соответствии погодных условий установленным требованиям начинаются работы по установке ракеты на пусковое устройство. Ход их выполнения контролируется группой специалистов, оставшихся на платформе, а также с борта СКС. Эти операции выполняются в следующей последовательности. Сначала открываются кормовые ворота ангара и производится откат задней части его крыши (длина кормовой площадки существенно меньше высоты РН). Установщик лафетного типа подъезжает к пусковому устройству и поднимает ракету с кабель-заправочной мачтой в вертикальное положение. Подсоединение 25 топливных и пневмогидравлических магистралей, а также колодки с 2500 разъемами осуществляется в течение 2 мин. За три часа до старта (Т-3 ч) после эвакуации с платформы вертолетом последних специалистов начинается автоматическая заправка ракеты. При выполнении этой операции, в ходе которой происходят перемещения значительных масс (в ракету закачивается около 430 т топлива), особую значимость приобретает устойчивость платформы. В соответствии с установленными нормами максимальный дифферент и крен комплекса не должны превышать 1°. Для обеспечения заданных условий платформа оснащена гидродинамической системой стабилизации, состоящей из емкостей и насосов для компенсационной перекачки воды из секций понтонов. Вспомогательные силовые установки обеспечивают местоположение платформы с точностью 1,9 м. С завершением заправки ракеты в момент Т-17 мин установщик переводится в горизонтальное положение и возвращается в ангар, после чего производится обратный накат крыши и закрытие ворот ангара. Здесь еще раз следует отметить уровень автоматизации ракетно-космического комплекса «Зенит-ЗSL». В случае возникновения нештатной ситуации и отмены старта все предшествующие операции: слив компонентов топлива, захват ракеты установщиком и ее возвращение в ангар также производятся в автоматическом режиме. Надежность топливных магистралей такова, что операцию заправки и слива топлива можно проводить трижды без инспектирования соединительных элементов. Поэтому при незначительном сбое до начала заправки предстартовый отсчет может быть возобновлен уже через четыре часа, после — через сутки.) Одновременно с запуском двигателя первой ступени ракеты «Зенит-3SL» в газоотводный канал начинает подаваться вода с расходом 18 т/с для защиты конструкции платформы и снижения шумовых нагрузок. Двускатный рассекатель направляет поток пламени вбок между двумя кормовыми опорами платформы. После выхода на расчетный режим маршевого ЖРД происходит разрыв опорных узлов, и ракета начинает подъем с достаточно большой тяговооруженностью (1,6 против 1,1, соответствующей большинству других РН), поэтому она достаточно быстро уходит от стартовой платформы, что снижает вероятность значительного ущерба при аварии.

<<<Назад Страница 129 Далее>>>

<<<Назад Страница 130 Далее>>>

Проект «Морской старт» (Часть 3) Типовая программа полета ракеты «Зенит-ЗБЬ» при выведении спутника на переходную орбиту такова: Т=0 — старт ракеты; Т+8 с — начало разворота по тангажу; Т+1 мин 4 с — максимальный скоростной напор (0,53 кг/см2); Т+1 мин 48 с — максимальные перегрузки (3,8 g); Т+1 мин 49 с — снижение тяги первой ступени до 75%; Т+2 мин 9 с — снижение тяги до 50%; Т+2 мин 21с — включение верньерных двигателей второй ступени; Т+2 мин 23 с — прекращение работы первой ступени; Т+2 мин 26 с — отделение первой ступени (район падения блока находится примерно в 800 км от места старта); Т+2 мин 31с— включение маршевого ЖРД второй ступени; Т+3 мин 37 с — сброс головного обтекателя на высоте 117 км (район падения в 1000 км от старта); Т+7 мин 9 с — снижение тяги второй ступени до 85%; Т+7 мин 29 с — останов маршевого ЖРД второй ступени; Т+8 мин 44 с — прекращение работы верньерных двигателей и отделение второй ступени (район падения в 4600 км от , старта); Т+8 мин 49 с — сброс корпуса третьей ступени; Т+8 мин 54 с — запуск маршевого ЖРД третьей ступени; Т+12 мин 46 с — останов третьей ступени (выход на опорную орбиту); Т+42 мин 46 с — второе включение ЖРД третьей ступени; Т+49 мин 2 с — прекращение работы третьей ступени (выход на переходную орбиту); Т+49 мин 17 с — отделение полезного груза. Первый старт ракеты «Зенит-SSL» был успешно осуществлен в марте 1999 г. Поскольку полет носил статус демонстрационного, то на РН устанавливался макет полезного груза. При втором запуске, состоявшемся спустя полгода, ракета вывела в космос коммерческий спутник связи. После начала штатной эксплуатации цена на запуск ракеты «Зенит-SSL» была определена в размере 90—100 млн долл. Несмотря на аварию при третьем полете в 2000 г., ракета «Зенит-ЗвЬ» зарекомендовала себя как достаточно надежная ТКС, пользующаяся спросом на рынке (к лету 2004 г. состоялось еще десять успешных стартов). Однако наблюдаемое в последние годы падение коммерческого грузопотока в космос не позволило пока реализовать все ранние планы на проведение 6—8 полетов в год (исходя из такой интенсивности рассчитывалась рентабельность проекта). Кроме того, еще ни разу за одну экспедицию не удавалось осуществить запуски ни двух, ни тем более трех РН, а транспортные затраты на единичный старт существенно повышают расценки на пусковые услуги. Поэтому в конце 2003 г. компания «Sea Launch» приняла решение о подготовке к запускам ракет «Зенит-SSL» с территории космодрома Байконур (подобная схема эксплуатации была оговорена исходным соглашением по проекту). Данный вариант, конечно, ухудшит энергетические характеристики изделия. Однако при избытке предложений на рынке средств выведения на фоне глобального спада активности в области спутниковых систем снижение расценок может сыграть решающую роль при получении новых заказов. Первый старт ракеты «Зенит-ЗвЬ» с наземной пусковой площадки может состояться в 2005 г. Определенные надежды компания «Sea Launch» связывает с получением заказов NASA на доставку ракетой «Зенит-SSL» грузов к Международной космической станции. Но по условиям предоставления банковских кредитов на реализацию проекта «Морской старт», данная ТКС не должна конкурировать с американскими РН в рамках программ, выполняемых правительственными организациями США. Поэтому предварительные переговоры, проведенные с инвесторами в 2001 г., не далй позитивных результатов. Однако после гибели «Колумбии» ситуация изменилась и NASA обратилось к компании «Sea Launch» с предложением изучить возможности выведения ракетой на низкую орбиту грузов массой до 16 т. В целях недопущения внутренней конкуренции на рынке пусковых услуг между ракетами «Зенит-SSL» и «Дельта» в 2001 г. корпорация «Boeing» образовала специализированное подразделение «Boeing Launch Services» (BLS) для проведения согласованного маркетинга этих ТКС. По своим задачам -новая организация схожа с компанией ILS, осуществляющей коммерческую эксплуатацию ракет «Атлас» и «Протон». Но в отличие от своего конкурента роль фирмы BLS будет ограничена лишь участием в конкурсах на запуски спутников и оформлением контрактов. Непосредственными работами по проведению стартов по-прежнему будут заниматься либо корпорация «Boeing», либо предприятие «Sea Launch». Поэтому, учитывая преимущества независимой эксплуатации нескольких тяжелых ракет, причем с различных полигонов, можно не сомневаться, что оригинальный проект десятилетия еще долгие годы будет оставаться на плаву.

<<<Назад Страница 130 Далее>>>

<<<Назад Страница 131 Далее>>>

Ракеты компании «ORBITAL SCIENCES» Корпорация «Orbital Sciences» (Даллес, шт. Виргиния) была организована в 1982 г. бывшим сотрудником NASA Дэвидом Томпсоном (1954 г.р.), принимавшим участие в создании маршевых двигателей МТКС «Спейс Шаттл». Окончив под влиянием коммерческих веяний Гарвардскую школу бизнеса, он с двумя однокурсниками-энтузиастами учреждает собственную фирму с начальным капиталом 300 тыс. долл. Основной задачей новой компании стала разработка и маркетинг верхних ступеней для орбитального корабля МТКС. Составленный ими план работ привлек внимание крупных техасских нефтепромышленников, и вскоре фирма получила кредит в размере 2 млн долл. Однако начало коммерческой деятельности корпорации «Orbital Sciences Corp.» (OSC) оказалось нелегким. Из нескольких подготовленных проектов NASA заинтересовал лишь твердотопливный разгонный блок «Transfer Orbit Stage» (TOS), по своей грузоподъемности (около 3 т на переходной орбите) занявший промежуточное положение между ступенями РАМ и IUS. Блок TOS проектировался компанией OSC совместно с корпорацией «Martin Marietta» на базе РДТТ «Орбас-21», применяющегося на первой ступени блока IUS. В целях снижения затрат значительное количество бортового оборудования последнего было использовано в новом изделии. Ступень TOS массой 11т (без учета монтажной люльки массой 2,7 т) имела длину 3,3 м и диаметр 2,34 м; в ходе полета маршевый РДТТ тягой 18,9 т работал в течение 144 с. Важной особенностью изделия была высокая надежность 0,998. Предварительное соглашение с NASA не предполагало финансирования разработки ступени TOS. Поэтому она проектировалась исключительно на частные средства. Катастрофа «Челленджера» перечеркнула все коммерческие начинания в рамках программы «Спейс Шаттл». Тем не менее NASA закупило два разгонных блока TOS. Причем только один был использован в составе МТКС — для выведения экспериментального спутника связи ACTS в 1993 г., а другой изначально предназначался для запуска марсианского аппарата «Mars Observer» ракетой «Титан-3» (1992 г.). Истратив на программу TOS около 35 млн долл., компания OSC оказалась в тяжелом финансовом положении. Отсутствие спроса не давало никаких надежд на какое-либо возмещение затрат (объем поставок, окупивших бы расходы, определялся в 10—12 изделий). Для выхода из кризиса с приближающейся перспективой банкротства необходим был дешевый, коммерчески привлекательный и непродолжительный по срокам реализации проект. Идея создания крылатой ракеты-носителя воздушного старта поначалу была встречена в компании OSC с большим недоверием. Однако именно с этого проекта началось активное развитие корпорации, спустя пятнадцать лет вошедшей в число крупнейших аэрокосмических предприятий мира.

<<<Назад Страница 131 Далее>>>

<<<Назад Страница 132 Далее>>>

Ракета «Пегас» Запуск ракеты с борта самолета предоставляет как энергетические, так и эксплуатационные преимущества перед ТКС наземного базирования. К первым следует отнести следующие: — увеличение грузоподъемности за счет использования кинетической и потенциальной энергии самолета-носителя; — снижение аэродинамических нагрузок из-за меньшей плотности атмосферы на высоте сброса и, как следствие, уменьшение массы конструкции ракеты; — повышение эффективности маршевого двигателя первой ступени за счет улучшения его высотных характеристик и другие. Мобильность и относительная простота эксплуатации такой авиационно-космической системы позволяют оперативно и достаточно скрытно производить запуски спутников, причем практически без ограничений по азимутам трасс, по погодным условиям и т.п. Подобные возможности не могли ни привлечь внимания военных. Еще в конце 1950-х годов ВМС предпринимают несколько безуспешных попыток запусков многоступенчатой твердотопливной ракеты с истребителя F-4. В 1960-х годах изучаются возможности использования стартующего с самолета В-52 ракетоплана Х-15 для разгона и запуска модифицированной ракеты «Голубой Скаут». Но, как отмечают историки корпорации «Orbital Sciences», основным прототипом предложенной ТКС следует считать экспериментальную ракету ASAT, предназначенную для уничтожения спутников на низких орбитах. В качестве самолета-но-сителя этого ракетного комплекса, испытания которого проводились в середине 1980-х годов, использовался истребитель F-15. Однако отличительной особенностью новой РН, названной «Пегас», стала крылатая первая ступень, обеспечившая стабильный горизонтальный полет с аэродинамическим качеством после отделения от самолета (вкл. 47). Кроме того, наличие крыла позволило реализовать более пологую S-образную траекторию выхода на орбиту, характеризуемую снижением гравитационных потерь, меньшими нагрузками на конструкцию и энергетическими затратами на управление. По предварительным подсчетам, только за счет старта ракеты при скорости самолета М=0,8 на высоте 12 км, где плотность атмосферы вчетверо ниже приземного слоя, энергетические затраты на выведение грузов в космос снижаются на Ю—15%, а масса полезного груза увеличивается на 1—2%. В результате грузоподъемность системы «Пегас» оказывалась вдвое большей, чем у наземных РН аналогичного класса. При стартовой массе 18 т ракета «Пегас» доставляет на экваториальную орбиту высотой 450 км спутники массой 408 кг, а полярную той же высоты КА массой 272 кг. Разработка ракеты «Пегас» началась весной 1987 г. без еАиного заказа на запуск. Изначально новая ТКС предназначалась для решения широкого круга задач. Однако наиболь-шую роль в успешном продвижении проекта сыграли военные организации. В 1988 г. Управление DARPA приступило к реализации программы «Advanced Space Technology Programme», более известной под неофициальным названием «Lightsat» («Легкий спутник»). Кризис национальной космической программы вынуждал искать иные варианты развертывания и восполнения орбитальных группировок военного назначения. Основной задачей проекта «Lightsat» стала отработка новейших технологий на небольших и дешевых КА. По мнению специалистов Управления, на создание универсальных спутников тяжелого класса уходит значительное время (до 8— 10 лет), при этом элементная база изделий устаревает. Поэтому последние технические новинки в различных областях связи или наблюдения могут быть апробированы только на малых спутниках со сроком разработки 2—3 года. Для выведения таких аппаратов массой 180—270 кг потребовалась соответствующая ТКС. В наибольшей степени подходящей установленным показателям стоимости и оперативности запуска оказалась ракета «Пегас». Однако заключенный летом 1988 г. с корпорацией OSC контракт предусматривал оплату только пусковых услуг (по 6—7,3 млн долл. за первые старты). Поэтому, как и разгонный блок TOS, ракета «Пегас» создавалась на средства разработчиков. Итак, если не считать модернизации моделей уже эксплуатирующихся семейств, то впервые за 20 лет американская промышленность приступила к созданию новой РН, причем беспрецедентно принадлежащей частной компании. Значительная роль в успешной реализации программы «Пегас» принадлежит крупной двигателестроительной фирме «Hercules Aerospace» (ныне подразделению корпорации «Alliant Techsystems»). После победы в конкурсе на поставку маршевых РДТТ эта фирма согласилась на финансирование разработки всей ракеты. По условиям заключенного между компаниями OSC и «Hercules» соглашения, каждая из них выделила на программу по 30 млн долл.; освоенные в рамках программы технологии будут принадлежать обоим партнерам. Кроме того, компания «Hercules» приобрела часть акций корпорации osc то обеспечило молодой организации определенную стабильность. Ограниченные финансовые средства и установленный Уп-рарлением DARPA срок первого полета ракеты «Пегас» (середина 1989 г.) вынуждали вести работы в крайне жестком режиме. Проектная группа компании OSC включала всего 35 специалистов, одним из требований при наборе сотрудников было наличие навыков программиста. С учетом субподрядчиков общее количество занятых в программе людей не превышало 80 человек. Принципы экономии, простоты и надежности не могли не отразиться и на конструкции ракеты «Пегас». Данная ТКС проектировалась на уже освоенцой элементной базе, позволявшей до минимума сократить стендовую отработку. Бортовые системы за исключением самоликвидации не дублировались. Испытательный полет не предусматривался.Ракета «Пегас» длиной 15,5 м представляет собой сборку трех твердотопливных ступеней, из которых две нижних имеют диаметр 1,27 м, третья — диаметр 0,96 м. Верхняя ступень с приборным отсеком закрывается двухлепестковым обтекателем с диаметром, соответствующим размеру нижних ступеней. Обтекатель, как и все маршевые РДТТ ракеты, изготавливаются фирмой «Hercules» (далее «Alliant») из композиционных материалов. Общая доля композитов в массе конструкции ракеты составляет 94%, алюминия 5%, а 1% приходится на титановые сплавы. При разработке РДТТ ракеты «Пегас» использовались достаточно консервативные конструкторские подходы в сочетании с широким использованием элементов, отработанных в Рамках таких программ, как «Дельта-2», «Трайдент» и других. В целях упрощения проектных работ запас, прочности для изделий был принят равным 1,4. Маршевые РДТТ снаряжались полибутадиеном НТРВ, по составу схожим тому, который применяется в ускорителях Ракет «Дельта-2» и на ступенях БРСД «Першинг-2». Дан-Ное топливо относится к недетонирующим зарядам класса «1.3», что позволило существенно упростить предстартовую Подготовку ракеты и уменьшить площадь технической порции. Так, например, по требованиям безопасности, помещения, где проводится обслуживание РДТТ с таким заря-Дом, должны отстоять от других зданий на расстоянии 72 м, тогда как для детонирующих топливо класса 1.1 этот пока-затель определяется в 400 м. Корпуса РДТТ всех ступеней ракеты «Пегас» изготавливаются из углеродно-волоконного материала, нижнее днище с критическим сечением — из трехмерного углерод-углеродного композита, углерод-фенольные сопла усилены углерод-эпоксидной тканью. На двигателе первой ступени используется фиксированное сопло, РДТТ верхних, ступеней комплектуются качаемыми соплами с электромеханическими приводами. Масса снаряжаемого топлива и средняя тяга двигателя первой ступени составляют 12,1т и 50,7 т, РДТТ второй ступени — 3 т и 12,6 т, РДТТ третьей ступени — 0,77 т и 4 т соответственно. При намотке корпуса двигателя первой ступени в него закладывается алюминиевая вставка для крепления треугольного крыла размахом 6,7 м (дельтавидная форма позволяет уменьшить смещение центра давления при сверхзвуковых скоростях). Крыло имеет угол стреловидности 45° и срезанные за-концовки, обеспечивающие более равномерное обтекание. Профиль крыла ромбовидный с относительной толщиной 10%, радиус передней кромки составляет 2,54 см. Для облегчения сборки участки с узлами крепления на нижней и верхней поверхностях плоские, толщина крыла в этих местах 20,3 см. Крыло спроектировано фирмой «Scaled Composites», специализирующейся на конструировании летательных аппаратов из композитов. Внешние поверхности крыла, масса которого составляет 270 кг, изготовлены из углеродно-волоконного материала; внутренний объем занимает пенообразный наполнитель. Управление полетом ракеты «Пегас» на участке работы первой ступени осуществляется аэродинамическими средствами: цельноповоротными стабилизаторами и килем. Все управляющие поверхности с силовыми приводами смонтированы на хвостовой юбке, выполненной из алюминиевого сплава. Управление по крену при работе верхних ступеней и пространственную ориентацию РН на пассивном участке полета обеспечивают шесть реактивных сопел, работающих на газообразном азоте. В целях снижения стоимости разработки многие компоненты бортового электронного оборудования ракеты «Пегас» были заимствованы с уже эксплуатирующихся изделий. Так, например, система, наведения с лазерным гироскопом создавалась фирмой «Litton» на основе блоков, применяющихся на противолодочных торпедах. Прототипом основной БЦВМ фирмы «Aitech» послужил компьютер системы управления огнем израильского танка. Для обработки данных о функционировании различных агрегатов и блоков на ракете устанавливалось 15 микропроцессоров.

^{Ракета «Пегас»: 1 — переходник полезного груза, 2 — приборный отсек, 3 — узлы стыковки.второй и третьей ступеней, 4 — приводы поворота сопел РДТТ второй и третьей ступеней, 5 — узлы подвески ракеты к самолету, 6 — гаргрот, 7 — привод поворота киля, 8 — РДТТ первой ступени, 9 — плоскость стыковки первой и второй ступеней, 10 — узлы крепления переходника, 11 — РДТТ второй ступени, 12 — РДТТ третьей ступени, 13 — головной обтекатель, 14 — бак с азотом, 15 — реактивные сопла системы управления}

<<<Назад Страница 132 Далее>>>

<<<Назад Страница 133 Далее>>>

Ракета «Пегас» (Часть 2) Определенные сложности при создании ракеты «Пегас» возникли с оценкой ее аэродинамических характеристик. В этом значительную помощь компании OSC оказал Центр Эймса, выполнивший компьютерное моделирование условий полета изделия. Ракета «Пегас» стала первой ТКС, схема которой была определена только численными методами без продувок в аэродинамических трубах. При этом в ходе работ был проведен анализ данных по аэродинамике ракетоплана Х-15, с которым у ракеты «Пегас» много общего. Заинтересованность NASA в таких исследованиях объяснялась необычной траекторией выведения, при которой скорость полета с аэродинамическим качеством (в конце работы первой ступени) достигала М=8. Данные об условиях гиперзвукового обтекания крылатой РН предполагалось использовать при создании трансатмосферного аппарата Х-30. Кроме того, благодаря пологой траектории разгона ракету «Пегас» планировалось использовать для запусков экспериментальных моделей по программе NASP (что и было реализовано позднее в проекте «Hyper-Х»). Начальный этап эксплуатации ракеты «Пегас» также был связан с NASA, предоставившим для запусков изделия самолет В-52, который применяется уже не одно десятилетие для испытаний различных экспериментальных аппаратов. Почасовая плата за самолет, базирующийся в Центре Драйдена, была назначена в размере 30 тыс. долл. На осуществление запуска РН в зависимости от места его проведения отводится 2—4 ч. Первоначально наземный комплекс ракет «Пегас» был развернут в Центре Драйдена. Для проведения сборочных работ и размещения центра управления полетом компания арендовала корпус площадью 432 м2. Однако из-за ограниченных технических возможностей Центра в 1994 г. компания OSC перенесла все службы комплекса на базу Ванденберг, где ей были предоставлены более обширные помещения, позволившие вести работы одновременно с четырьмя изделиями. Ступени ракеты доставляются в монтажный корпус VAB (Vehicle Assembly Building) примерно за четыре месяца до запуска. Их сборка производится в горизонтальном положении на специальном трейлере со шестистепенной подвеской изделия. Работы выполняются в двух кондиционируемых залах размерами 15 х 36 м, где поддерживается температура 21 ±5 °С и влажность 40 ±10%. Предстартовая подготовка полезного груза выполняется в отдельном помещении с повышенным уровнем чистоты. Предназначенный к выведению КА устанавливается на ракете примерно за 12 дней до запуска. Затем производится заправка азотом баков двигателей системы ориентации ракеты и монтаж головного обтекателя. Подвеска РН под самолетом выполняется с помощью подъемных механизмов трейлера примерно за сутки до полета. Разработка ракеты «Пегас» длилась ровно три года (вместо запланированных 28 месяцев). Первый старт с военным спутником связи и экспериментальным оборудованием NASA намечалось осуществить 4 апреля 1990 г., но он был отложен по исключительной причине — дождя, который бывает в районе базы Эдвардз не чаще трех раз в год. На следующий день в 11 ч 3 мин по местному времени самолет В-52 с ракетой под правым пилоном оторвался от бетонной полосы аэродрома и в сопровождении нескольких самолетов наблюдения взял курс в! сторону океана. - Для навигационного обеспечения самолета-носителя были задействованы наземные радиотехнические средства. Точное совпадение трассы полета в момент отделения ракеты с плоскостью заданной орбиты снижает энергетические потери на ее выведение. При подходе к точке старта самолет выполнил ряд маневров для выставки системы наведения ракеты. Сброс ракеты «Пегас» был осуществлен в 12 ч 10 мин. Для балансировки самолета в полете топливо расходовалось с таким расчетом, чтобы перед отделением РН массой 18 т вес правой консоли превышал на 9 т вес левой, а после сброса пропорция изменилась бы на обратную. Поэтому, освободившись от груза, самолет достаточно быстро совершил левый разворот. Свободное планирование ракеты «Пегас» длилось 5 с (за это время высота полета снизилась на 100 м), после чего был произведен запуск РДТТ первой ступени. Разгон был стремительный — тяговооруженность ракеты достигает 2,5. Уже спустя 4 с, продолжая снижение, ракета преодолела звуковой барьер, а еще через 4 с, будучи ниже уровня сброса на 300 м, она начала подъем с углом атаки 21°. Первая ступень прекратила работу на 76 с полета при скорости М=8,2 и на высоте 71 км. Через 14 с включился двигатель второй ступени. Активный участок этого блока длительностью 72 с был отмечен сбросом головного обтекателя. После отключения РДТТ на высоте 198 км при скорости 5,25 км/с начался пассивный участок траектории продолжительностью в 380 с. Включившаяся на 9 мин полета третья ступень обеспечила выведение полезного груза на полярную орбиту высотой около 540 км. Успех был полным. «Мы вышли на орбиту», — монотонно произнес диктор в Центре управления полетом ракеты. Вскоре после первого запуска компания OSC подписала с ВВС предварительное соглашение о продаже 40 ракет «Пегас» стоимостью по 8—9 млн долл., а от NASA поступил заказ на 10 изделий. Таким образом, новая ТКС сразу же была признана правительственными организациями. Однако, несмотря на серьезную поддержку банковских кругов, финансовое положение корпорации OSC было далеко не безоблачным. Затраты на разработку и эксплуатацию ракеты «Пегас» оказались существенно выше ожидавшихся (возможно, они были преднамеренно занижены с целью получения первого контракта от Управления DARPA, поскольку другие участники конкурса определяли стоимость пусковых услуг на уровне 12 млн долл.). Вложенные в программу средства могли окупиться только после 16—18 стартов ракеты. В конце апреля 1990 г. для быстрого получения денежных сумм на погашение долгов корпорация OSC предприняла необычный для аэрокосмической промышленности шаг — предложила на рынок ценных бумаг собственные акции. Благодаря успешному полету ракеты «Пегас» за 2,4 млн акций было получено 34 млн долл. Подобная операция была повторена летом 1991 г. незадолго до второго старта ракеты. Полученные от продажи акций средства шли не только на возвращение кредитов, но и на дальнейшее развитие проекта «Пегас». Среди первостепенных задач называлось увеличение грузоподъемности системы и повышение точности выведения грузов (при первых полетах в целях экономии средств РН комплектовалась РДТТ без калибровки топливного заряда, поэтому параметры рабочих орбит были далеки от требуемых). Обе эти задачи были отчасти решены уже при подготовке к полету второй ракеты «Пегас», которая была оснащена четвертой жидкостной ступенью HAPS (Hydrazine Auxiliary Propulsion System — «вспомогательная силовая установка на гидразинном топливе»). В результате масса полезного груза, доставляемого на полярную орбиту высотой 800 км, возросла со 150 кг до 190 кг, а точность параметров орбиты по наклонению с ±0,2° до ±0,1°, а по высоте с ±85 км до ±19 км. Устанавливаемый на третьей ступени блок HAPS комплектуется тремя ЖРД тягой по 22,6 кг, рассчитанными на повторный запуск. Запас гидразина 72,6 кг допускает два включения продолжительностью 131с и 110 с. Горючее хранится в сферическом баке, установленном под переходником полезного груза. Значительного (до 40%) увеличения грузоподъемности ракеты «Пегас» при 10%-ном повышении затрат на эксплуатацию удалось добиться после создания ее усовершенствованной модели «Пегас-XL». Новая ТКС существенно отличается базового изделия. Во-первых, первые две ступени оснащаются РДТТ с увеличенной массой топлива, что было достигнуто за счет удлинения корпусов — первой ступени на 1,37 м, второй ступени на 0,45 м. Во-вторых, некоторой модернизации подверглась и система управления ракетой. В частности, на модели стал применяться новый компьютер фирмы «Oettle & Reicher», который по сравнению с прежней БЦВМ имеет почти вдвое меньшую массу 4,46 кг.

<<<Назад Страница 133 Далее>>>

<<<Назад Страница 134 Далее>>>

Справочные данные. Ракета-носитель «Пегас-XL» Разработчик— «Orbital Sciences». Начало эксплуатации — 1994 г. (базовой модели — 1990 г.). Стоимость запуска — 20 млн долл. Энергетические характеристики — 279 кг (полярная орбита высотой 463 км), 382 кг (экваториальная орбита высотой — 463 км). Стартовая масса — 22,6 т. Длина — 16,8 м. Диаметр— 1,27 м. Размах крыла — 6,7 м. Первая ступень Двигатель— «OpnoH-50SXL». Длина — 10,76 м. Диаметр — 1,27 м. Стартовая масса— 17,16 т. Масса топлива — 15, 1 т. Тяга средняя в вакууме — 63,3 т. Время работы — 64,3 с. Вторая ступень Двигатель— «OpnoH-50XL». Длина — 4,3 м. Диаметр— 1,27 м. Стартовая масса — 4,3 т. Масса топлива — 3,9 т. Тяга в вакууме — 16,3 т (средняя), 20 т (максимальная). Время работы — 70 с. Третья ступень Двигатель — «Орион-38». Длина — 2,1 м. Диаметр — 0,96 м. Стартовая масса— 893 кг. Масса топлива — 771 кг. Тяга в вакууме — 3,5 т (средняя), 3,94 т (максимальная). Время работы — 64 с. Головной обтекатель Длина — 4,42 м. Диаметр— 1,27 м. Длина зоны полезного груза — 2,13 м. Диаметр зоны полезного груза — 1,17 м. Масса — 127 кг.

<<<Назад Страница 134 Далее>>>

<<<Назад Страница 135 Далее>>>

Ракета «Пегас» (Часть 3) И, в-третьих, более тяжелая ракета потребовала нового са-молета-носителя. Для транспортировки модели «Пегас-XL» было предложено переоборудовать пассажирский авиалайнер, который бы позволил подвешивать ракету под фюзеляжем во избежание проблем с балансировкой. Выбор самолета «Тристар» L-1011—100 фирмы «Lockheed» был предопределен конструктивными и экономическими соображениями. В отличие от альтернативных вариантов, например «Боинга-747» или DC-10, для монтажа на нем системы подвески ракеты не требовалось нарушать целостность нижних силовых балок или обшивки герметичных отсеков. Некоторым недостатком самолета является низкий клиренс, весьма усложнивший монтаж ракеты. Поэтому теперь при подвеске самолет приподнимается домкратами на высоту, допускающую подъезд трейлера, но и в этом случае с РН приходится демонтировать киль. Пассажирский авиалайнер «Тристар» со взлетной массой 211т рассчитан на перелеты дальностью до 6400 км с крейсерской скоростью 954 км/ч. Его длина составляет 54,2 м, высота — 16,8 м, диаметр фюзеляжа — 5,97 м, размах крыла 47,3 м; экипаж — три человека; силовая установка комплектуется тремя двигателями RB-211-22B фирмы «Rolls-Royce». Выбранный авиалайнер выпуска 1974 г. был приобретен У авиакомпании «Air Canada» в долгосрочную аренду в 1992 г. Работы .по его модернизации выполнялись английской фирмой «Marshall Aerospace». Ракеты «Пегас» и «Пегас-XL» крепятся на самолете «Тристар» в пяти силовых узлах: четырех основных, расположенных на крыле, и одном переднем, смонтированном на корпусе второй ступени. Механизм подвески общей массой 5 т установлен в центральном кессоне крыла. На трех передних лонжеронах центроплана с помощью мощных алюминиевых стоек закреплена стальная рама с четырьмя основными крюками. Максимальная нагрузка, передаваемая рамой на конструкцию самолета в полете, может достигать 90 т. При отделении ракеты крюки раскрываются под действием одного из двух взаимно дублирующих домкратов мощностью до 2,8 т. Передний узел оснащен гидравлическим приводом, который прижимает ракету к подфюзеляжному обтекателю пилона с усилием 1,5 т. При сбросе изделия этот узел срабатывает с задержкой в 0,05 с для придания ракете небольшого угла атаки и гарантийного выхода ее киля из специального бокса в фюзеляже самолета. Основное пневмогидравлическое оборудование механизма подвески и системы кондиционирования РН газообразным азотом было установлено на нижней палубе самолета, где раньше находилась кухня. Азот хранится в десяти баллонах под давлением 352 кг/см2. Функционально емкости разделены на две группы по пять закольцованных между собой баллонов. Из емкостей первой группы азот с расходом 0,7 кг/мин подается под головной обтекатель ракеты для кондиционирования КА. Содержимое других баллонов используется для охлаждения электронного оборудования ракеты. На эти цели расходуется 2 кг азота в минуту дри давлении 2,5 кг/см2. Магистрали подачи газа, подводимые к ракете через обшивку фюзеляжа, оснащены сильфонами и быстродействующими клапанами. В целях максимального снижения массы самолета практически все пассажирские места были демонтированы, лишь в салоне первого класса за кабиной экипажа осталось несколько кресел; там же были оборудованы два операторских пульта Управления запуском ракеты. Однако в функции операторов входит лишь общий контроль за состоянием систем изделия перед стартом. Помимо различных индикаторов на рабочих Местах операторов имеются мониторы, где отображается информация с двух видеокамер, расположенных на днище фюзеляжа самолета спереди и сзади РН. По соображениям безопасности команда на отделение ракеты подается либо командиром корабля, либо вторым пилотом. В отличие от базовой модели начало эксплуатации ракеты «Пегас-XL» было неудачным — первые два старта, осуществленные в 1994—1995 гг., оказались аварийными. Наиболее серьезные последствия повлекла за собой первая авария, ставшая следствием конструкторских ошибок. Возникшие в полете нагрузки превысили расчетные, и система управления начала выдавать неверные команды. Для уточнения условий обтекания удлиненной ракеты корпорации OSC пришлось, впервые за всю программу, провести продувки моделей изделия в аэродинамических трубах. Тем не менее после выполненных доработок интенсивность полетов ракеты «Пегас-XL» значительно возросла: в 1996 и 1997 гг. было произведено по пять стартов, в 1998 г. — шесть запусков. (А потом последовало общее сокращение производства малых спутников.) Активная эксплуатация РН «Пегас» была обеспечена как новыми производственными мощностями, развернутыми на базе Ванденберг, так и эксплуатационными характеристиками самолета «Тристар». Возможности взлета с обычных аэродромов существенно расширили географию применения этого ракетного комплекса. За последние годы старты самолета с ракетой производились не только с базы Ванденберг, но и с м. Канаверал, острова Уоллопс, а также с одного из Канарских островов. Таким образом, в рамках проекта? «Пегас» в достаточно полной мере удалось воплотить идею мобильного и оперативного запуска ракет. Но уникальность данной ТКС не ограничивается только этим. Реализованная концепция воздушного старта предполагает использование и обычных аэродромов, и экономичных ВРД, и подъемную силу несущих поверхностей, и многое другое, что выгодно отличает самолет от ракеты. Поэтому комплекс «Тристар-Пегас», вобрав в себя лучшие свойства авиационных и ракетных систем, занял особое место в эволюции средств выведения КА (вкл. 46).

<<<Назад Страница 135 Далее>>>

<<<Назад Страница 136 Далее>>>

Ракета «Таурус» Еще на этапе разработки ракеты «Пегас» корпорация OSC приступила к изучению возможностей ее модернизации. В качестве одного из вариантов, отличавшегося незначительными капиталовложениями, рассматривался аналог ракеты наземного старта. Основными отличиями данной модели, названной «Лебедь», было отсутствие крыла на первой ступени и вдвое меньшая грузоподъемность. Позднее был предложен проект более мощной ракеты «Пе-гас-XLS» со стартовой массой 38,6 т. Помимо новых РДТТ эта система должна была комплектоваться крылом размахом 7,9 м; но ее запуски также предполагалось осуществлять с самолета «Тристар». Однако дальнейшее развитие проекта «Пегас» пошло по пути, предложенному первым заказчиком РН — Управлением DARPA. Значимость, которая придавалась выполняемой этим ведомством программе «Lightsat», была такова, что практически одновременно с заказом на разработку ракеты «Пегас» Управление объявило конкурс на создание еще одной ТКС грузоподъемностью 450 кг на полярной орбите высотой 740 км (в 1991 г. этот параметр был увеличен до 815 кг). Другими требованиями, предъявленными к будущей ракете наземного, кстати говоря, базирования, стали традиционные — высокая мобильность и оперативность запуска. Нетрадиционными были жесткие показатели данных характеристик: проектом предусматривалась транспортировка компонентов ракетного комплекса автомобильными средствами на расстояние до 1600 км, старт осуществляется с простой бетонированной площадки, продолжительность сборки изделия не должна превышать 5 суток, а на проведение запуска отводится 72 ч. Подобные требования были определены исходя из задач оперативного развертывания спутников связи и разведки в чрезвычайных ситуациях при невозможности использования обычных космодромов. По итогам конкурса SSLV («Standard Small Launch Vehicle» — «Стандартная РН легкого класса») наилучшей была признана ракета «Таурус» (Taurus) корпорации OSC. Заключенный с компанией контракт стоимостью Пмлн-долл. предусматривал только оплату первого старта в 1991 г. и предварительный заказ на закупку еще пяти изделий. Затраты на разработку ТКС (около 10 млн долл.) опять оплачивались подрядчиком. Четырехступенчатая ракета «Таурус» высотой 27,5 м представляет собой сборку РДТТ «Кастор-120» и трех ступеней ракеты «Пегас» (вкл. 48). Во избежание путаницы в нумерации ступеней этих ТКС нижняя ступень ракеты «Таурус» получила обозначение нулевой. Двигатель «Кастор-120» нулевой ступени создан фирмой «Thiokob на базе двигателя TU-903 с первой ступени МБР М-Х. Подготовленная для новой РН ступень имеет массу — 53 т, длину — 7,72 м и диаметр — 2,36 м; ее средняя тяга в вакууме определяется — 173,8 т, максимальная— 198,2 т. Корпус РДТТ выполнен методом намотки графитовой ткани с эпоксидной пропиткой, нижнее днище и критическое сечение изготовлены единым узлом из трехмерного углерод-углеродного композита, поворачиваемое сопло из армированного углерод-фенольного материала с абляционными свойствами. Двигатель снаряжается топливом НТРВ массой 49 т, рассчитанным на горение в течение 83 с. При запусках по военным программам ракета «Таурус» иногда комплектуется оригинальным РДТТ с боевой системы. Двигатель TU-903 массой 49 т рассчитан на работу в течение 56 с при средней тяге 225 т и максимальной 263,6 т. Высокие тяговые показатели этого изделия существенно увеличивают стартовые перегрузки и требуют усиления конструкции верхних ступеней и полезного груза РН. В связи с различцыми характеристиками РДТТ, применяемыми на нулевой ступени, общая масса ракеты «Таурус» варьируется в пределах 68—73 т. Верхние ступени ракеты «Таурус», заимствованные с ракеты «Пегас», остались практически без изменений (лишь на первой ступени отсутствует крыло и установлено качающееся сопло для управления в полете). Незначительные доработки были проведены с элементами систем управления и навигации. Для ракеты «Таурус» спроектировано два головных обтекателя диаметрами 1,6 м и 2,3 м;.длина зоны полезного груза у первого составляет 3,96 м, у второго, допускающего размещение двух аппаратов, — 5,74 м. Изделия имеют слоистую структуру — между внешней и внутренней поверхностями, изготовленными из графито-эпоксидного материала, помещена сотовая конструкция из алюминия. При подготовке к старту внутри обтекателей поддерживается температура в пределах 9—20 °С, влажность 20—65%. Несмотря на необычные требования к наземному комплексу ракеты «Таурус», многие его комплектующие элементы были взяты из прежних проектов, таких как М-Х и «Пегас». В составе средств обеспечения запуска РН насчитывается 22 транспортные единицы, среди которых наиболее крупными являются крытые трейлеры для перевозки ступеней, головного обтекателя, вспомогательного оборудования и пускового устройства, сборочно-монтажный трейлер, вагон обеспечения старта, контрольно-испытательный вагон, подъемные краны, прицепы с кабельными катушками, разборная башня обслуживания, электрогенераторы и прочее. (Все эти компоненты также допускают транспортировку грузовыми самолетами.)

^{Стартовый комплекс ракеты «Таурус»: 1 — фургон для транспортировки и предполетной подготовки головного обтекателя и электронного оборудования, 2 — контрольно-из-мерительный вагон, 3 — сборочно-монтажный трейлер, 4 — стартовое устройство, 5 — кабельные катушки, б — вагон со стартовой аппаратурой, 7 — вагон обеспечения запуска}

В соответствии с проектом предусмотрена следующая последовательность этапов подготовки ракеты «Таурус» при численности занятых в ней специалистов 25—30 человек. В первый день после прибытия комплекса к месту старта производится разгрузка оборудования, его размещение на стартовой площадке и подготовка к работе. В течение второго дня на сухой бетонированной площадке закрепляется пусковое устройство, осуществляются прокладка кабелей, подключение и проверка пультов управления. Следующий день начинается с монтажа на нулевой ступени переходного отсека, а затем с помощью двух кранов блок устанавливается на стартовый стол и накрывается защитным материалом. В течение четвертого дня на монтажном трейлере производится сборка верхних ступеней РН. Работы выполняются под крытым тентом вблизи от стартового устройства для возможности прокладки временных коммуникаций между нулевой и верхними ступенями. Пятый день отводится на комплексные испытания всех систем ракеты и наземного оборудования с проведением имитации предстартового отсчета.

В таком состоянии ракетный комплекс может находиться достаточно длительное время до прибытия полезного груза и поступления приказа на запуск. После получения такового предстартовая подготовка п-роводится в течение 72 ч. Заключительный этап работ начинается с пристыковки КА к сборке верхних ступеней и проверки выполненных соединений. После монтажа обтекателя и тестирования бортовых систем вся сборка с помощью кранов устанавливается на нулевую ступень. Затем у ракеты фиксируется башня обслуживания, работы на которой прекращаются за семь часов до запуска. После отвода башни начинается предстартовый отсчет. Первый старт ракеты «Таурус» был осуществлен в марте 1994 г. со значительным отставанием от ранее оговоренного срока. В ходе запуска, произведенного с территории базы Ван-денберг, ракета в штатном режиме вывела в космос два военных спутника. К началу эксплуатации ракеты «Таурус» программа «Lightsat» была закрыта, и, возможно, поэтому второй полет системы состоялся только в 1998 г. При этом помимо спутника «Geosat», принадлежащего ВМС, на борту ракеты находились небольшие коммерческие грузы. В связи с падением спроса на эту ТКС у военных организаций компании OSC удалось привлечь к ней внимание NASA и других гражданских ведомств. При стоимости запуска 18— 20 млн долл. ракета «Таурус» позволяет выводить на орбиту высотой 180 км и наклонением 28° грузы массой 1,4 т, то есть по грузоподъемности занимает промежуточное положение между ракетами «Пегас» и «Титан-2» (после прекращения полетов последней значимость описываемой системы должна возрасти). Для повышения энергетических характеристик ракеты «Таурус» компания OSC одновременно с базовым вариантом проектировала еще две модели. В составе ракеты «Таурус-XL» было предложено использовать удлиненные первую и вторую ступени с ракеты «Пегас-XL»; за счет чего возможности модели по выведению грузов с м. Канаверал возрастут до 1,55 т. Ракета «Таурус-XLS» грузоподъемностью 1,95 т должна оснащаться двумя стартовыми ускорителями «Кастор-4В». В 1994 г. корпорация OSC для участия в конкурсе NASA подготовила проект целого семейства ракет «Таурус-2». На первых двух ступенях базовой модели серии планировалось применять двигатели «Кастор-120», на третьей — жидкостной разгонный блок с двумя маршевыми ЖРД. В качестве наиболее подходящего варианта комплектации силовой установки верхней ступени рассматривался европейский двигатель «Aestus», проектировавшийся для ракеты «Ариан-5». Этот ЖРД, работающий на Монометилгидразине и азотном тетроксиде, развивает тягу 2,8 т. В такой конфигурации модель «Таурус-2» обеспечивала бы доставку на низкую орбиту грузов массой 2,3 т. В дальнейшем базовую модель планировалось оснащать несколькими ускорителями «Кастор-4В». При восьми ТТУ (максимально допустимом количестве) грузоподъемность ракеты составила бы 5 т. Для запусков стационарных спутников массой до 1,83 т, то есть соответствующих по классу ракете «Дельта-2», на модели намечалось использовать дополнительный РДТТ «Стар-48». Однако за десять лет реализации программы компания «Orbital Sciences» смогла подготовить к эксплуатации только модель «Таурус-XL», первый старт которой состоялся в мае 2004 г. При запуске с базы Ванденберг новая транспортная система вывела на полярную орбиту высотой 735 км спутник «ftocsat-2» массой 742 кг. Осуществленный старт стал седьмым для ракет семейства. Единственной неудачей в их истории оказался предыдущий запуск, проводившийся в сентябре 2001 г., — тогда из-за отказа системы поворота сопла первой ступени полезный груз был доставлен на нерасчетно низкую орбиту и вскоре сгорел в атмосфере.

<<<Назад Страница 136 Далее>>>

<<<Назад Страница 137 Далее>>>

Ракета «Минотавр» Проектные изыскания по повышению энергетических характеристик ракет «Таурус» окончились безрезультатно. Тем не менее в 1997 г. корпорация OSC получила от ВВС контракт на разработку новой ТКС. Оценив потребности своих научно-исследовательских организаций, военное ведомство сочло целесообразным заказать промышленности семейство РН, предназначенных для выведения на низкие орбиты малых спутников в широком диапазоне масс. В целях снижения затрат новые модели было решено создавать на базе снятых с вооружения МБР «Минитмен-2». Ответственность за реализацию программы, названной OSP (Orbital Suborbital Program — «Программа орбитальных и суборбитальных полетов»), была возложена на Центр космических и ракетных систем SMSC, производящий закупки РН в интересах всех видов вооруженных сил. На основе изучения представленных промышленными компаниями предложений по конверсии ударного комплекса наилучшим был признан проект компании OSC. Для основной модели семейства, получившей название «Минотавр», была утверждена следующая конфигурация: первые две ступени МБР дополняются двумя РДТТ «Орион-38» с третьей ступени ракеты «Пегас». Головной обтекатель и электронное оборудование также переносятся с последнего изделия. При стартовой массе 36,4 т такая РН доставит на низкую орбиту наклонением 28° грузы массой до 634 кг (вкл. 49). На разработку ракеты «Минотавр» включая затраты, связанные с проведением первого старта, было выделено 20 млн долл. Последующие 10 изделий ВВС планируют приобретать по цене 12 млн долл. без учета стоимости используемых ступеней МБР. Кроме того, компания OSC должна будет провести модернизацию 13 боевых ракет для запусков по суборбитальным траекториям. При выполнении всех предусмотренных соглашением работ их стоимость превысит 200 млн долл. Разработанные компанией «Boeing» трехступенчатые МБР «Минитмен» (LGM-30) находятся на вооружении начиная с 1962 г. После снятия с боевого дежурства в 1969 г. ракеты «Минитмен-1» (около 800 изделий) активно использовались в различных целях: для запусков на суборбитальные траектории научного и экспериментального оборудования, мишеней для испытан й систем ПРО и даже для демонстрации возможностей воздушного старта (в 1974 г. МБР была сброшена с самолета С-5А и при спуске на парашютах был произведен запуск маршевого РДТТ первой ступени, после чего ракета совершила непродолжительный активный полет). Развертывание ракет «Минитмен-2» началось в 1965 г., спустя пять лет на вооружение была принята модель «Минитмен-3», до сих пор являющаяся боевой системой, ее дальность действия превышает 13 тыс. км. В соответствии с договором о сокращении стратегических наступательных вооружений в 1991 г. ВВС приступили к демонтажу МБР второй модели, в результате чего на воинских складах оказалось 450 списанных ракет. Вскоре в рамках программы «Multi Service Launch System» (MSLS) ВВС подписали с компанией «Lockheed Martin» (тогда еще «Martin Marietta») контракт на подготовку нескольких десятков ракет «Минит-мен-2» для космических и суборбитальных полетов. Использование этрх ракет и их компонентов для запусков КА стало возможным только после принятия в 1994 г. директивы о политике в области средств выведения. Однако работы по переоборудованию МБР в ракеты-носители были оговорены следующими условиями: — соответствия международным договоренностям о контроле за вооружениями; — новые ТКС должны быть дешевле имеющихся коммерческих аналогов; — использование ракет только для решения задач заказывающей организации; — каждый запуск конверсированной МБР с космическим аппаратом санкционируется министром обороны;

^{МБР «Минитмен»}

Заказ на выведение ракетой «Минитмен» исследовательского спутника «Jawsat» массой 64 кг поступил от его разработчиков (Академии ВВС и Веберовского университета) уже в 1995 г. После получения соответствующих разрешений компания «Lockheed Martin» приступила к подготовке нескольких МБР к космическим стартам. Общие затраты на создание конверсионной РН «Минитмен» тогда были оценены в 6—8 млн долл. (стоимость ракеты «Пегас» в ценах 1995 г. составляла 10— 12 млн долл.). В зависимости от вариантов комплектации третьей ступени, включая использование соответствующего блока с модели «Минитмен-3», грузоподъемность новой ТКС могла меняться в пределах 225—360 кг (характеристики ступеней МБР «Минитмен» представлены в табл. 3.2).

Однако через год ВВС приказали компании «Lockheed Martin» прекратить работы по РН, оставив в силе заказ на суборбитальные полеты. Проведя предварительные переговоры с представителями других компаний, ВВС выявили новые возможности по снижению стоимости кбсмических запусков и повышению грузоподъемности ракет «Минитмен». Поэтому разработка ракет-носителей на базе этой МБР была выделена в отдельную программу OSP с новым конкурсом на подряд. Поскольку компания «Lockheed Martin» от участия в конкурсе отказалась, победа корпорации OSC была предрешена. Непосредственно проектированием ракеты «Минотавр» занялось отделение компании OSC — фирма «Space Data» (Чан-длер, шт. Аризона), являющаяся также разработчиком РН «Таурус» (ракета «Пегас» создавалась самой корпорацией до ее превращения в многопрофильное объединение). Основанная в 1963 г. фирма стала специализироваться на производстве и запусках высотных ракет различных классов. Используя уже имеющиеся ракетные блоки, в том числе и ступени МБР «Минитмен», фирма создала около 35 моделей, общее число запусков которых превысило 600. В 1988 г. быстроразвивающа-яся фирма со штатом сотрудников 375 человек была приобретена корпорацией OSC. Разработка ракеты «Минотавр» длилась достаточно долго — первый старт изделия состоялся в январе 2000 г. В ходе полета, осуществленного с коммерческой стартовой площадки на базе Ванденберг, система вывела в космос спутник «Jawsat» и еще несколько попутных грузов общей массой около 160 кг. Второй запуск модели был произведен спустя полгода. По итогам этих полетов реальные эксплуатационные затраты ракеты «Минотавр» составили примерно 12,5 млн долл. В мае того же 2000 г. компания OSC успешно осуществила первый запуск высотной ракеты, созданной по программе OSP. Данное изделие с обозначением OSP TLV (OSP Target Launch Vehicle — «Ракета-мишень по программе OSP») использовалось для отработки систем противоракетной обороны. Участие корпорации OSC в разработке компонентов ПРО не ограничивается поставкой мишеней. В начале 2002 г. компания получила контракт стоимостью 425 млн ролл, на создание 16 ра-кет-перехватчиков боеголовок МБР (вкл. 50). Эти боевые системы будут проектироваться на базе ступеней ракет «Пегас» и «Таурус». Основным .конкурентом компании по данному направлению является корпорация «Lockheed Martin», по-прежнему использующая в своих ракетах ступени с МБР «Минитмен». Противостояние этих фирм до недавнего времени наблюдалось и при проведении запусков КА легкого класса. Ракеты «Минотавр» и «Афина-1» уже неоднократно соревновались в ряде конкурсов. Однако если из-за низкого коммерческого спроса корпорация «Lockheed Martin» приостановила полеты своих моделей, то перспективы ракет «Минотавр» представляются более оптимистичными: в начале 2003 г. ВВС передали компании OSC заказ на поставку еще трех ракет-носителей.

<<<Назад Страница 137 Далее>>>

<<<Назад Страница 138 Далее>>>

Ракеты компании «ВEAL AEROSPACE» Заказчиком большинства описанных выше ракет являлись правительственные организации, и именно это обстоятельство способствовало успешной их разработке и относительно стабильной эксплуатации. Лишь немногие из них были созданы под коммерческие проекты, еще меньшее их число нашло спрос на рынке пусковых услуг. Оценки в доходности коммерческих спутниковых систем различного назначения в прошедшие годы совершенно не оправдались. Аналитические и консультационные фирмы всегда дают весьма обоснованные прогнозы, а потом столь же убедительно объясняют, почему они не подтвердились. Но компаниям, сделавшим ставку на коммерческий бум середины 1990-х, от этого не легче. Резкое снижение спроса на запуски, технические сложности, острая конкуренция со стороны крупных корпораций, тесно связанных с правительственными структурами, — вот основные причины неудач многих компаний, приступивших во второй половине 1990-х к созданию собственных средств выведения КА. В качестве примера одного из таких начинаний можно привести проект ракеты-носителя ВА-2, работы по которому велись в 1998—2000 гг. Несмотря на неудачное завершение, эта программа, отличавшаяся своеобразным конструкторским подходом, была отмечена значительными техническими достижениями, продемонстрировавшими возможности «малого бизнеса». В отличие от многих собратьев по неудачному освоению рынка запусков компания «Beal Aerospace Technologies» (Фрис-ко, шт. Техас) сразу же была ориентирована на создание РН среднего и тяжелого классов. Первой разработкой компании должна была стать ракета ВА-1 с грузоподъемностью 2,6 т при доставке спутников на переходную орбиту. Однако в начале 1999 г. было принято решение сосредоточить все усилия на трехступенчатой ракете ВА-2, рассчитанной на выведение на низкую орбиту грузов массой 17 т, а на переходную орбиту массой 5,8 т. Более того, в ходе реализации проекта предполагалось вести поисковые работы по технологиям, которые обеспечили бы спасение и повторное использование двух первых ступеней новой ТКС. Столь амбициозные задачи для компаний были определены ее основателем и президентом — техасским миллионером и банкиром Эндрю Билом, финансировавшего все разработки из собственных средств. В соответствии с утвержденным проектом ракета ВА-2 с поперечным делением ступеней имела следующие характеристики: — стартовая масса — 1170 т; — высота — 70 м; — диаметр — 6,2 м; — высота первой ступени — 29,7 м; — высота второй ступени — 21,6 м; — высота третьей ступени — 8,4 м; — высота головного обтекателя — 13,1 м; — диаметр головного обтекателя — 6,2 м. При реализации проекта ВА-2 компания «Веа1» стремилась обеспечить максимальную'надежность и простоту ракеты. Разработка новой транспортной системы велась под девизом «Невысокая эффективность, но низкая стоимость». Для обеспечения максимальной преемственности все ступени ракеты комплектовались однотипными силовыми установками с вытеснительной системой подачи компонентов: перекиси водорода и керосина Jet-A. Большая часть элементов конструкции ступеней, включая топливные баки и маршевые ЖРД, изготавливались из композитных материалов. Для третьей ступени ракеты был разработан двигатель ВА-44 тягой 20 т. В отличие от ЖРД нижних ступеней этот двигатель, смонтированный в карданном подвесе, рассчитывался на многократные включения в полете. К весне 2000 г. было проведено около 40 его стендовых запусков, причем в трех из них использовался штатный образец изделия. Созданный для второй ступени двигатель ВА-810 тягой 367 т стал самым мощным американским ЖРД со времен создания двигателя F-1 тягой 815 т, который применялся в составе ракеты «Сатурн-5». Длина нового ЖРД составила 7, 8 м, а диаметр среза сопла — 6 м — это самый большой в мире ЖРД, изготовленный из композитов. Первые стендовые запуски двигателя ВА-810, мощность которого оценивается в 6,7 млн л.е., а ежесекундный расход топлива достигает 1,28 т, были проведены весной 2000 г. Общая наработка изделия при первых трех испытаниях составила 50 с. В 2001 г. компания «Веаl» планировала приступить к стендовым запускам маршевого двигателя ВА-4100 тягой 1857 т, предназначенного для первой ступени РН. Однако серьезные технические проблемы, возникшие при создании этого не имеющего аналогов в мире ЖРД, вынудили несколько снизить темп работ по проекту. Летом 2000 г. стало известно о переносе первого старта ракеты ВА-2с 2002 г. на 2005 г. Затем фирма «Веа1» сократила численность своих сотрудников со 150 до 70 человек и, наконец, в октябре 2000 г. полностью прекратила работы по программе, расходы на которую превысили 100 млн долл. В качестве основной причины отказа от завершения проекта ВА-2 президент компании «Веа1» назвал финансовую поддержку, оказываемую Министерством обороны и NASA крупным корпорациям, и без того доминирующим на американском рынке. В качестве примеров были приведены разработка ракет-носителей двойного назначения по проекту EELV, а также программа SLI, освоенные технологии которой NASA предполагало отдать своим подрядчикам для коммерческого использования. Как считает Э. Бил, в таких условиях малым фирмам невозможно конкурировать с правительственными подрядчиками, большинство из которых являются мощными промышленными объединениями с влиятельным лобби в правительстве и Конгрессе. В свою очередь, представители NASA сочли подобные доводы малоубедительными, так как практические результаты программы SLI могли бы проявиться не ранее 2010 г., и поэтому фирма Beal имела достаточно времени для завершения разработки своей ракеты и освоения рынка.

<<<Назад Страница 138 Далее>>>

<<<Назад Страница 139 Далее>>>

Ракеты компании «SpaceX» Основные ошибки Э. Била — независимость от правительственных структур и максимализм (если строить, то сразу тяжелые ракеты) — были в полной мере учтены другим милли-онером-энтузиастом — Элоном Маском, основавшим летом 2002 г. компанию «Space Exploration Technologies» («SpaceX»). Первой задачей фирмы, базирующейся в Эль-Сегундо (шт. Калифорния), стала разработка ракеты-носителя «Falcon-1» («Сокол»), рассчитанной на выведение на низкую орбиту спутников массой до 453 кг с затратами 6 млн долл. Технические характеристики новой ТКС, которая должна стать базовой моделью целого семейства, были, без сомнения, предопределены потребностями военных организаций. И это позволило молодой фирме сразу же получить два контракта: один на проектные исследования по ракетам оперативного запуска ORS, а другой на запуск в 2005 г. легкого спутника TacSat-1, изготовленного Исследовательской лабораторией ВМС NRL (Naval Research Laboratory). Низкие затраты на проектирование и эксплуатацию, а также непродолжительный период создания ракеты «Falcon-1» предполагается обеспечить за счет простоты конструкции изделия и самостоятельной разработки большинства систем и агрегатов. Лишь отдельные компоненты будут заказываться сторонним организациям. По мнению президента компании, закупка необходимого оборудования у крупных аэрокосмических фирм обходится дороже, чем наем небольшого количества высокопрофессиональных специалистов. Поэтому в штате компании, не превышающим пятидесяти человек, числятся бывшие высокопоставленные чиновники Министерства обороны и NASA, главный инженер корпорации «Orbital Sciences», руководитель отдела разработки двигателей компании TRW, начальник производства ракет «Дельта» корпорации «Boeing» и т.п. Двухступенчатая ракета «Falcon-1», имеющая высоту 21м и стартовую массу 27,2 т, комплектуется кислородно-керосиновыми блоками. Первая ступень, оснащенная парашютной системой, рассчитана на многократное применение. Другой ее особенностью являются тонкостенные топливные баки из алюминиевого сплава. Однако в отличие от ранних ракет-«Атлас» они не требуют постоянного наддува для поддержания формы. Устойчивость стенок обеспечивает центральный силовой шпангоут с совмещенными днищами (его конструкция и технология изготовления запатентованы компанией «SpaceX»). Для первой ступени компания спроектировала ЖРД «Merlin», развивающим в течение 170 с тягу 38,5 т (в вакууме). Камера сгорания изделия оснащена относительно простым для производства осевым распылителем компонентов топлива, примененным в 1960-е годы фирмой TRW в двигателе LMDE. На ступени используется турбонасосная система подачи топлива с рабочим давлением 53,5 кг/см2. Одновальный ТНА массой 68 кг, часть мощности которого будет отбираться для качания маршевого ЖРД, был изготовлен фирмой «Barber-Nichols».

^{Ракета-носитель Falcon-1}

В целях экономии средств и уменьшения массы двигатель «Merlin» изготавливается из композиционных материалов на основе углеродных волокон с силиконо-фенольным абляционным покрытием; в критическом сечении камеры установлены огнеудорные вставки из материала «Astroquartz». Снижение массы второй ступени планируется обеспечить за счет применения алюминий-литиевых топливных баков. Однако из-за возникших сложностей со сваркой таких емкостей, которыми занимается фирма «Spincraft», на первых ракетах будут использоваться обычные алюминиевые. Вторая ступень комплектуется двигателем «Kestrel» тягой 3,4 т. Этот ЖРД рассчитан на многократные включения общей продолжительностью 400 с. Для упрощения конструкции блока на нем использована вытеснительная система подачи топлива с давлением 10,5 кг/см2. Выбранная стратегия реализации проекта «Falcon-1», весьма необычная для аэрокосмической промышленности, пока вполне оправдывается. Уже в марте 2003 г., то есть через девять месяцев после начала работ, на технической базе в Техасе, выкупленной, кстати, у фирмы «Beal Aerospace», компания «SpaceX» успешно провела первое стендовое испытания двигателя «Merlin». В ходе запуска ЖРД проработал 18 с практически на номинальном уровне тяги (93%). Спустя пять месяцев началась отработка двигателя «Kestrel». Первый сбой в напряженном графике работ произошел в октябре 2003 г., когда при стендовом запуске одного из ЖРД возник пожар и изделие было полностью уничтожено. Тем не менее испытания возобновились уже через неделю. Осенью 2004 г. после завершения стендовой отработки маршевых двигателей компания «SpaceX» собиралась приступить к комплексным испытаниям квалификационной модели первой ступени ракеты. В ходе их проведения предусматривалось выполнения всех предпусковых операций с включением ЖРД. Затем эту ступень планируют переоборудовать в летный образец для использования в составе второй ракеты «Falcon-1», старт которой может состояться в 2005 г. Для сборки ракет компания «SpaceX» арендовала вблизи аэропорта Лос-Анджелеса два корпуса общей площадью около 4000 м2. Запуск первой ракеты «Falcon-1» будет производиться со стартовой площадки SLC-3W базы Ванденберг, ранее использовавшейся для полетов ракет «Атлас». Необходимую модернизацию комплекса, потребовавшую несколько миллионов долларов, компания «SpaceX» провела за свой счет. Благодаря высокой мобильности новой ТКС ее старты также предполагается выполнять с мыса Канаверал и с одного из Маршалловых островов, расположенного вблизи экватора. Некоторые сложности возникли у компании «SpaceX» с оформлением необходимых лицензий на запуски ракет Falcon. Для получения соответствующих санкций от служб безопасности полигонов потребовалось собрать свыше 60 документов, а также на собственные средства (около 10 тыс. долл.) провести экологическую экспертизу с целью оценки возможного ущерба, который может быть причинен флоре и фауне ближайших к стартовым площадкам районов. Разработка ракеты «Falcon-1» ведется в основном на личные средства основателя компании «SpaceX». Элон Маек (1971 г.р.), занимающий 23-ю позицию среди самых богатых людей Америки в возрасте до 40 лет, добился значительных успехов как программист и Web-дизайнер. Свою первую фирму, которая занималась поддержкой сайтов таких корпораций, как «New York Times Со.» и «Knight Ridder», он продал в 1999 г. компании «Compaq Computer» за 300 млн долл.; созданная им электронная платежная система «PayPal» «ушла» на интернетовском аукционе в 2002 г. за 1,5 млрд долл. Как заявляет Э. Маек, к реализации какого-либо предприятия он приступает при наличии трех условий: оно должно быть коммерчески привлекательным, полезным для общества и интересным для него самого. Программа «Falcon-1» не должна стать самым дорогостоящим для ее инициатора проектом (в систему «PayPal» было вложено 240 млн долл., прежде чем она стала приносить прибыль). На создание новой ракеты-носителя Э. Маек готов израсходовать 100 млн долл. При этом в указанную сумму включены возможные убытки от двух неудачных стартов, третья авария, по его словам, вынудит прекратить работы. В противном же случае, то есть при благоприятном исходе первых полетов, объем сторонних инвестиций на дальнейшее развитие программы может составить 50—100 млн долл. Данное предположение аналитиками обосновывается следующими доводами. Во-первых, успешное начало эксплуатации ракеты «Falcon-1» сразу же лишит корпорацию «Orbital Sciences» монополии на рынке выведения малых спутников. При современных ценах на запуск в 20—25 млн долл. ракета «Пегас» не сможет конкурировать с новой ТКС, и ее единственным заказчиком на ближайшие годы останется NASA, которое не использует для выведения своих аппаратов РН с неопределенными показателями надежности. И, во-вторых, профессиональные амбиции и стремление Э. Маска доказать, что ракетная техника может быть относительно дешевой, не ограничиваются средствами выведения малых спутников. В настоящее время компания «SpaceX» занимается еще проектами двух более мощных моделей семейства. Первоначально для повышения грузоподъемности ракеты «Falcon-1» до 1,35 т на низкой орбите предлагалось использовать жидкостные стартовые ускорители. Однако из-за сложности и высокого риска при отделении блоков от этого варианта отказались. Поэтому было решено разработать к 2006 г. более мощную Первую ступень с пятью двигателями «Merlin». Причем для этого блока предусматривается схема, апробированная на ракетах «Сатурн-5»: в зависимости от этапа полета ракета решает свою задачу даже при трех отказавших ЖРД. Вторая ступень, также увеличенная в габаритах, комплектуется двумя двигателями «Kestrel». В такой конфигурации ракета вы-сотой 29 м будет иметь стартовую массу около 130 т. Энергетические характеристики этой ТКС, названной «Falcon-5-LEO» (Low Earth Orbit— «Для низкой околоземной орбиты»), позволят доставлять на указанную орбиту грузы массой 4,53 т. За счет освоенных в рамках проекта «Falcon-1» технологий ее себестоимость не превысит 12 млн долл., реальная же цена за запуск (с учетом оплаты услуг полигонных служб) составит 14 млн долл. В результате удельные затраты на выведение грузов по сравнению с первой моделью сократятся с 13 до 3,1 тыс. долл./кг.

^{Ракета Falcon-5-LEO}

На 2006—2007 гг. запланирован старт ракеты «Falcon-5-GTO» (Geosynchronous Transfer Orbit — «Для переходной орбиты»)» которая будет выводить на соответствующую орбиту спутники массой 4,53 т. И, как следствие, данная модель сможет конкурировать с такими ракетами, как «Атлас-3» и «Дельта-4М». Увеличение грузоподъемности модели «Falcon-5-GTO» по сравнению с предыдущей модификацией будет достигнуто за счет повышения тяги маршевых ЖРД первой ступени (до 45 т на уровне моря), а также использования в качестве второй ступени разгонного блока с кислородно-водородным двигателем RL-10 фирмы «Pratt and Whitney». Закупка уникальной криогенной ступени увеличит стоимость ракеты до 20 млн долл. Но и в этом случае компания «SpaceX* станет активным участником престижного рынка запусков стационарных спутников связи. По мнению представителей компании, для освоения данного сегмента рынка сложилась вёсьма благоприятная обстановка. Помимо чисто экономических соображений (стоимость конкурирующих ракет в 3—3,5 раза выше) необходимо учитывать то обстоятельство, что корпорация «Boeing» отказалась от коммерческой эксплуатации ракет «Дельта-4», а правительственные санкции за незаконное использование служебной информации компании «Lockheed Martin» существенно ужали ее «портфель» заказов по федеральным программам. Заявленные расценки на ракеты Falcon уже привлекли многих клиентов, в основном из военного ведомства, заинтересованного в наличии дешевых и оперативных средств выведения КА. Компания «SpaceX» располагает предварительными заявками на проведение в 2005—2007 гг. запусков пяти ракет «Falcon-1» и трех «Falcon-5». Продемонстрировав в первых полетах высокую надежность своих РН, компания рассчитывает привлечь к ним внимание NASA, с которым уже были проведены официальные переговоры. При успешном решении первоочередных задач компания «SpaceX» планирует через несколько лет ежегодно осуществлять до десяти стартов ракет «Falcon» обеих моделей.

<<<Назад Страница 139 Далее>>>

<<<Назад Страница 140 Далее>>>

ГЛАВА 7. Многоразовые транспортные системы Середина 1990-х годов также была отмечена появлением множества проектов МТКС, подготовленных небольшими частновладельческими фирмами. Несмотря на высокую стоимость, технический риск, серьезные финансовые и юридические проблемы, связанные с разработкой и эксплуатацией подобных аппаратов, эти компании вели активные работы по созданию многоразовых транспортных систем легкого класса. В первую очередь такие МТКС были ориентированы на развертывание и восполнение низкоорбитальных систем спутниковой связи. Однако произошедшие в 1999—2000 гг. банкротства многих компаний, занимавшихся эксплуатацией подобных систем, поставили под сомнение перспективный рост потребностей в запусках малых сцутников. В результате многие инвестиционные организации и банки резко сократили объемы капиталовложений в программы создания коммерческих МТКС. В настоящее время практически все изыскания в данном направлении, финансировавшиеся из частных фондов, приостановлены, а некоторые компании даже прекратили свое существование. Тем не менее при получении правительственных субсидий или благоприятном изменении ситуации на рынке запусков работы по некоторым из таких проектов могут быть возобновлены и доведены, по крайней мере, до летных испытаний опытных моделей новых транспортных систем.

<<<Назад Страница 140 Далее>>>

<<<Назад Страница 141 Далее>>><<<Назад Страница 141 Далее>>>

Проект компании «Kistler Aerospace» Корпорация «Kistler Aerospace» (Лос-Анджелес, шт. Калифорния) разрабатывает двухступенчатую с поперечным делением ступеней МТКС К-1, рассчитанную на выведение на низкую околоземную орбиту грузов массой 4,5 т, на орбиту высотой 800 км массой 2,6 т. По своей грузоподъемности новая транспортная^система сопоставима с ракетой «Дельта-2», однако по экономическим показателям она должна стать намного эффективнее — стоимость запуска МТКС оценивается в 12—18 млн долл., тогда как для РН она составляет около 50 млн долл. Предполагается, что основные характеристики полностью многоразовой системы К-1 будут такими: — стартовая масса — 378 т; — высота — 36 м; — диаметр первой ступени — 6,6 м; — диаметр второй ступени — 4,2 м; — длина отсека полезного груза — 4,8 м. Полет МТКС К-1 планируется проводить по следующей схеме. Старт изделия обеспечат три кислородно-керосиновых двигателя НК-33 с общей тягой около 460 т (вкл. 51). Активный участок первой ступени LAP (Launch Assist Platform) продлится 120—130 с. Разделение ступеней должно состояться на высоте 37 км и удалении 40 км от места старта. После разворота первой ступени будет произведено повторное включение одного из ее маршевых ЖРД продолжительностью 24—44 с для перехода на траекторию возвращения в район старта. Мягкую посадку ступени в горизонтальном положении обеспечат шесть парашютов диаметром 46 м и надувные баллоны, которые будут развернуты непосредственно перед касанием поверхности Земли. Общая продолжительность полета первой ступени составит 6—10 мин. Маршевый двигатель НК-43 тягой 180 т за 230 с работы должен обеспечить выведение второй ступени OV (Orbital Vehicle) на промежуточную орбиту. Затем с помощью двух ЖРД системы орбитального маневрирования ступень должна быть переведена на расчетную орбиту. Тяга каждого из этих двигателей, работающих на жидком кислороде и спирте, составляет 272 кг. Спустя 2 ч после старта предполагается начать развертывание полезного груза. Размещенный в носке второй ступени люк грузового отсека на шарнире отводится в сторону, и верхняя часть носового конуса ступени телескопически опускается на нижнюю, полностью открывая выведенный аппарат. Такое конструктивное решение позволит отделять объекты как в осевом, так и в поперечном направлениях. Укороченная конфигурация второй ступени будет сохранена и при спуске. Посадка второй ступени должна выполняться по той же схеме, что и для первой. На высоте около 37 км предполагается развернуть тормозные парашюты, на высоте 1,5 км— три основных купола, а вблизи поверхности Земли будут надуты посадочные баллоны. Ожидается, что приземление обеих ступеней удастся обеспечить на удалении от места старта, не превышающем 5 км. Сборку и предполетную подготовку МТКС К-1 предполагается проводить в горизонтальном положении на специальном транспортере длиной 24 м и оснащенном подъемным механизмом (аналогичный по конструкции установщик применяется в составе стартового комплекса ракет «Зенит»). Пусковая бетонная площадка должна иметь размеры 9 x12 м; заглубление газоотводного канала составит 9 м. Большая часть пусковых операций, в том числе и заправка системы, будут проводиться в автоматическом режиме, так что время подготовки системы к полету составит около 3 ч. Общая же продолжительность работ по наземному обслуживанию МТКС: от посадки до нового старта — не превысит 14 дней. Согласно техническому заданию, МТКС К-1 должна отличаться высокой степенью автоматизации выполнения не только предпусковых операций, но и всего полета в целом. Даже при возникновении аварийной ситуации в автоматическом режиме будет производиться слив топлива и расчет траектории возвращения в район старта, минуя населенные пункты. В качестве основного места проведения запусков системы К-1 выбран австралийский полигон Вумера. После получения в марте 1998 г. от правительства Австралии лицензии на проведение полетов компания «Kistler» приступила к строительству стартового комплекса. Кроме близости к экватору и низкой плотности населения полигон Вумера обладает другими преимуществами. В частности, в целях стимулирования деятельности своих аэрокосмических фирм австралийское правительство приняло решение предоставить им некоторые налоговые льготы. Кроме того, близость стран Юго-Восточной Азии, где активно разрабатываются проекты систем спутниковой связи, позволяет надеяться на их интерес к новой МТКС. Подобные расчеты оказались вполне обоснованными. В начале 1999 г. несколько тайваньских банков выразили готовность предоставить компании «Kistler» значительный кредит. В свою очередь американская компания обязалась заключить с некоторыми тайваньскими фирмами контракты на производство отдельных элементов новой МТКС с передачей им соответствующих технологий. Первоначально же запуски системы К-1 намечалось осуществлять с территории испытательного полигона NTS (Nevada Test Site) в шт. Невада — соответствующая заявка была* представлена Управлению FAA еще в 1996 г. Однако руководство этого ведомства, курирующего коммерческие запуски ракет, из-за отсутствия прецедента приняло решение отложить рассмотрение данного вопроса до запуска МТКС с полигона Вумера. Стоимость программы К-1 оценивается примерно в 1 млрД долл., из которых к середине 2004 г. было освоено около 500 млн долл. Израсходованные средства пошли на изготовление основных элементов конструкции транспортной системы, в первую очередь топливных баков, испытания маршевых ЖРД обеих ступеней, отработку программных средств и т.д. Одним из основных соисполнителей работ по проекту К-1 является фирма «Aerojet». Bee ведении находится сборка МТКС, обеспечение запуска, разработка наземного комплекса и поставка всех ракетных двигателей. В 1993 г. фирма подписала с российским НПО «Труд» соглашение о передаче прав на продажу в США 70 двигателей НК-33 и 18 двигателей НК-43 (последние;- представляющие собой модифицированный вариант первых, предназначены для использования на верхних ступенях). Большую часть этих ЖРД, стоимость каждого из которых оценивается в 4 млн долл., предполагалось передать компании «Kistler». Среди других субподрядчиков по проекту называются следующие организации: — фирма «Northrop Grumman» (общее проектирование системы, производство основных элементов конструкции); — фирмы «Honeywell» и «Draper Labs» разрабатывают систему управления МТКС. Вычислительный комплекс системы, имеющий трехкратное резервирование, проектируется на базе БЦВМ гиперзвукового аппарата Х-33, а его математическое обеспечение повторяет архитектуру программных средств МТКС «Спейс Шаттл»; — фирма «Lockheed Martin Manned Space Systems» (баки жидкого кислорода); — фирма «Oceaneering» (теплозащитные покрытия); — фирма «Irvin Industries» (парашютная система, надувные баллоны). К началу 2000 г. фирма

Проект компании «Kistler Aerospace» Корпорация «Kistler Aerospace» (Лос-Анджелес, шт. Калифорния) разрабатывает двухступенчатую с поперечным делением ступеней МТКС К-1, рассчитанную на выведение на низкую околоземную орбиту грузов массой 4,5 т, на орбиту высотой 800 км массой 2,6 т. По своей грузоподъемности новая транспортная^система сопоставима с ракетой «Дельта-2», однако по экономическим показателям она должна стать намного эффективнее — стоимость запуска МТКС оценивается в 12—18 млн долл., тогда как для РН она составляет около 50 млн долл. Предполагается, что основные характеристики полностью многоразовой системы К-1 будут такими: — стартовая масса — 378 т; — высота — 36 м; — диаметр первой ступени — 6,6 м; — диаметр второй ступени — 4,2 м; — длина отсека полезного груза — 4,8 м. Полет МТКС К-1 планируется проводить по следующей схеме. Старт изделия обеспечат три кислородно-керосиновых двигателя НК-33 с общей тягой около 460 т (вкл. 51). Активный участок первой ступени LAP (Launch Assist Platform) продлится 120—130 с. Разделение ступеней должно состояться на высоте 37 км и удалении 40 км от места старта. После разворота первой ступени будет произведено повторное включение одного из ее маршевых ЖРД продолжительностью 24—44 с для перехода на траекторию возвращения в район старта. Мягкую посадку ступени в горизонтальном положении обеспечат шесть парашютов диаметром 46 м и надувные баллоны, которые будут развернуты непосредственно перед касанием поверхности Земли. Общая продолжительность полета первой ступени составит 6—10 мин. Маршевый двигатель НК-43 тягой 180 т за 230 с работы должен обеспечить выведение второй ступени OV (Orbital Vehicle) на промежуточную орбиту. Затем с помощью двух ЖРД системы орбитального маневрирования ступень должна быть переведена на расчетную орбиту. Тяга каждого из этих двигателей, работающих на жидком кислороде и спирте, составляет 272 кг. Спустя 2 ч после старта предполагается начать развертывание полезного груза. Размещенный в носке второй ступени люк грузового отсека на шарнире отводится в сторону, и верхняя часть носового конуса ступени телескопически опускается на нижнюю, полностью открывая выведенный аппарат. Такое конструктивное решение позволит отделять объекты как в осевом, так и в поперечном направлениях. Укороченная конфигурация второй ступени будет сохранена и при спуске. Посадка второй ступени должна выполняться по той же схеме, что и для первой. На высоте около 37 км предполагается развернуть тормозные парашюты, на высоте 1,5 км— три основных купола, а вблизи поверхности Земли будут надуты посадочные баллоны. Ожидается, что приземление обеих ступеней удастся обеспечить на удалении от места старта, не превышающем 5 км. Сборку и предполетную подготовку МТКС К-1 предполагается проводить в горизонтальном положении на специальном транспортере длиной 24 м и оснащенном подъемным механизмом (аналогичный по конструкции установщик применяется в составе стартового комплекса ракет «Зенит»). Пусковая бетонная площадка должна иметь размеры 9 x12 м; заглубление газоотводного канала составит 9 м. Большая часть пусковых операций, в том числе и заправка системы, будут проводиться в автоматическом режиме, так что время подготовки системы к полету составит около 3 ч. Общая же продолжительность работ по наземному обслуживанию МТКС: от посадки до нового старта — не превысит 14 дней. Согласно техническому заданию, МТКС К-1 должна отличаться высокой степенью автоматизации выполнения не только предпусковых операций, но и всего полета в целом. Даже при возникновении аварийной ситуации в автоматическом режиме будет производиться слив топлива и расчет траектории возвращения в район старта, минуя населенные пункты. В качестве основного места проведения запусков системы К-1 выбран австралийский полигон Вумера. После получения в марте 1998 г. от правительства Австралии лицензии на проведение полетов компания «Kistler» приступила к строительству стартового комплекса. Кроме близости к экватору и низкой плотности населения полигон Вумера обладает другими преимуществами. В частности, в целях стимулирования деятельности своих аэрокосмических фирм австралийское правительство приняло решение предоставить им некоторые налоговые льготы. Кроме того, близость стран Юго-Восточной Азии, где активно разрабатываются проекты систем спутниковой связи, позволяет надеяться на их интерес к новой МТКС. Подобные расчеты оказались вполне обоснованными. В начале 1999 г. несколько тайваньских банков выразили готовность предоставить компании «Kistler» значительный кредит. В свою очередь американская компания обязалась заключить с некоторыми тайваньскими фирмами контракты на производство отдельных элементов новой МТКС с передачей им соответствующих технологий. Первоначально же запуски системы К-1 намечалось осуществлять с территории испытательного полигона NTS (Nevada Test Site) в шт. Невада — соответствующая заявка была* представлена Управлению FAA еще в 1996 г. Однако руководство этого ведомства, курирующего коммерческие запуски ракет, из-за отсутствия прецедента приняло решение отложить рассмотрение данного вопроса до запуска МТКС с полигона Вумера. Стоимость программы К-1 оценивается примерно в 1 млрД долл., из которых к середине 2004 г. было освоено около 500 млн долл. Израсходованные средства пошли на изготовление основных элементов конструкции транспортной системы, в первую очередь топливных баков, испытания маршевых ЖРД обеих ступеней, отработку программных средств и т.д. Одним из основных соисполнителей работ по проекту К-1 является фирма «Aerojet». Bee ведении находится сборка МТКС, обеспечение запуска, разработка наземного комплекса и поставка всех ракетных двигателей. В 1993 г. фирма подписала с российским НПО «Труд» соглашение о передаче прав на продажу в США 70 двигателей НК-33 и 18 двигателей НК-43 (последние;- представляющие собой модифицированный вариант первых, предназначены для использования на верхних ступенях). Большую часть этих ЖРД, стоимость каждого из которых оценивается в 4 млн долл., предполагалось передать компании «Kistler». Среди других субподрядчиков по проекту называются следующие организации: — фирма «Northrop Grumman» (общее проектирование системы, производство основных элементов конструкции); — фирмы «Honeywell» и «Draper Labs» разрабатывают систему управления МТКС. Вычислительный комплекс системы, имеющий трехкратное резервирование, проектируется на базе БЦВМ гиперзвукового аппарата Х-33, а его математическое обеспечение повторяет архитектуру программных средств МТКС «Спейс Шаттл»; — фирма «Lockheed Martin Manned Space Systems» (баки жидкого кислорода); — фирма «Oceaneering» (теплозащитные покрытия); — фирма «Irvin Industries» (парашютная система, надувные баллоны). К началу 2000 г. фирма завершила разработку и испытания парашютов для обеих ступеней системы. Часть недостающих для реализации проекта средств руководство компании «Kistler» рассчитывало получить от продажи акций и облигаций. Также велись переговоры о получении займов с некоторыми потенциальными инвесторами. Однако неопределенности в национальной космической Политике и спад деловой активности в области космоса не придают уверенности в успешное завершение проекта. Даже заключенный с NASA контракт по программе SLI не позволил Довести изделие до летных испытаний — после реорганизации Программы работы практически остановились, а компания казалась на грани банкротства. Интерес к проекту К-1 вновь проявился у NASA после гибели «Колумбии». Если текущее снабжение Международной космической станции на минимальном уровне можно поддерживать российскими кораблями, то возвращение грузов на Землю теперь стало практически невозможным. Поскольку по уровню своей проработки система К-1 является наиболее продвинутым проектом, а большинство ее основных компонентов уже изготовлено и сертифицировано, то в начале 2004 г. NASA решило возобновить сотрудничество с фирмой «Kistler», начатое в рамках программы SLI. В качестве первого шага агентство предоставило фирме 54,2 млн долл. на завершение сборки МТКС и проведение испытательного полета в середине 2005 г. В случае успешного запуска подрядчик получил бы дополнительный контракт стоимостью 173,2 млн долл. на выполнение до 2007 г. еще четырех стартов с усложненной программой полета (проведением различных маневров на орбите, сближения и стыковки с другим аппаратом и т.п.). Однако вскоре NASA было вынуждено аннулировать это соглашение по рекомендации Главного контрольно-финансо-вого управления GAO, проводившего по протесту компании «SpaceX» проверку правомерности заключения контракта без проведения открытою конкурса и, таким образом, ущемившего права других участников рынка пусковых услуг. Но, в полном соответствии с английской пословицей: «Любая туча имеет светлый край», нереализованный контракт дал некоторый положительный эффект, который может изменить отношение инвесторов к создаваемой МТКС. В официальной ответе NASA, представленном в Управление GAO, подтверждается соответствие проводимых фирмой «Kistler» работ всем установленным нормам и стандартам, а также дается заключение о возможной реализации проекта К-1 в 2006 г.

<<<Назад Страница 141 Далее>>>

<<<Назад Страница 142 Далее>>>

Проект компании «Kelly Space and Technology» Компания «Kelly Space and Technology» (Сан-Бернандино, шт. Калифорния) ведет разработку транспортных космических систем семейства «Eclipse». Отличительной особенностью этих ТКС является воздушный старт; доставку аппаратов на высоту 10—15 км предполагается осуществлять путем тросовой бу^' сировки самолетом «Боинг-747». Согласно первоначальным планам, основной моделью семейства должна была стать частично многоразовая транспортная система «Eclipse Astroliner», рассчитанная на выведение на полярную орбиту высотой 465 км грузов массой 1,6 т. Ключевым элементом этой ТКС представлялась многоразовая крылатая ступень с внутренним отсеком полезного груза, где размещался выводимый КАс одноразовыми разгонными блоками. Длина ступени оценивалась в 37,5 м, диаметр фюзеляжа — 6 м, размах дельтавидного крыла 24 м. Однако позднее после прекращения активных работ по низкоорбитальным спутниковым системам компания «Kelly» несколько изменила концепцию разрабатываемой МТКС. Теперь в пересмотренном проекте наибольшее внимание стало уделяться обеспечению возможностей выведения малоразмерного ВКС типа Х-37 (вкл. 53). Запуск МТКС предполагается осуществлять на высоте 14 км, куда ее на тросе доставит грузовой самолет. После отцепки и разгона первая ступень должна выйти на суборбитальную траекторию полета. Крылатая вторая ступень, оснащенная собственной двигательной установкой и сбрасываемыми топливными баками, или, как предусматривалось исходным проектом, сборка полезного груза с твердотопливными разгонными блоками, будет отделена на высоте примерно 120 км. Первая же ступень после планирующего спуска в атмосфере должна совершить обычную авиационную посадку на аэродром. Силовую установку самолета-разгонщика намечается комплектовать кислородно-керосиновым двигателем НК-33. В качестве альтернативных вариантов называются другие российские ЖРД НК-31 и РД-180, а также «Aerospike» и RS-56SA американской фирмы «Rocketdyne». На верхних ступенях планировалось использовать РДТТ «Стар-48В» и «Orap-63F» фирмы «Thiokol». Общие затраты на создание системы «Eclipse Astroliner» в исходном варианте оценивались в 130 млн долл., а стоимость запуска— 10 млн долл. Проект «Eclipse Astroliner» рассматривался NASA среди возможных вариантов комплектации перспективной номенклатуры средств выведения КА. В 1999 г. компания «Kelly» по контракту стоимостью 2,1 млн долл. участвовала в подготовке предложений по реализации «Общего плана работ по ТКС».vvНеобходимые для создания транспортной системы «Eclipse Astroliner» технологии компания Kelly предполагает отработать в рамках двух менее сложных проектов «Eclipse Sprint» и «Eclipse Express». Первым из них предусматривается модернизация сверхзвукового истребителя F-Юбдля запуска целевого оборудования на суборбитальные траектории. Его подъем на высоту старта будет осуществляться буксировкой грузовым самолетом С-141 А. В целях повышения энергетических характеристик самолета F-106 предлагается оснастить его ракетным двигателем. В результате появится возможность осуществлять запуски малых спутников массой 100 кг. Стоимость этого проекта, получившего название «Eclipse Express», оценивается в 17 млн. долл. В 1997—1998 гг. компания «Kelly» выполнила шесть летных испытаний по отработке операций тросовой буксировки самолета QF-106A транспортным самолетом. Эти демонстрационные полеты, в финансировании которых приняли участие NASA и ВВС, проводились на территории Центра Драйдена.

<<<Назад Страница 142 Далее>>>

<<<Назад Страница 143 Далее>>>

Проект компании «Rotary rocket» Проект основанной в 1996 г. компании «Rotary Rocket» (Редвуд-Шорес, шт. Калифорния) предполагал создание пилотируемой одноступенчатой МТКС «Roton» со стартовой массой около 181т. Данная транспортная система высотой 20 м и диаметром в основании 6,7 м рассчитывалась на выведение на орбиту высотой 288 км и наклонением 50е спутников массой до 3,2 т. Габариты отсека полезного груза допускали размещение объектов высотой 5 м и диаметром 3,66 м. Транспортная система «Roton» со стоимостью запуска 7 млн долл. предназначалась для развертывания спутниковых систем связи, проведения научных и технологических экспериментов, обслуживания или ремонта вышедших из строя КА, возвращения их на Землю и т.п. Выполнение подобных работ с участием человека существенно повышает шансы на успешное решение задач по сравнению с использованием автоматических средств. Высокие энергетические характеристики МТКС «Roton» планировалось обеспечить за счет использования нового кислородно-керосинового двигателя «RocketJet» тягой 226,5 т, работающего по схеме «Aerospike» без обычных сопел. Другой особенностью этого ЖРД является кольцевое расположение камер сгорания по периметру основания аппарата на специальном вращающемся ободе. Подобная конструкция позволяет отказаться от использования в силовой установке традиционных турбонасосных агрегатов — в данном случае подача компонентов топлива к камерам сгорания обеспечивается за счет центробежных сил создаваемых при вращении двигателя со скоростью 720 об/мин. Для управления полетом на этапе спуска в атмосфере аппарат «Roton» оснащался четырьмя вертолетными лопастями, которые при старте складывались вдоль корпуса изделия. Развертывание лопастей предполагалось выполнять при подготовке к спуску после завершения орбитальных операций. При входе аппарата «кормой вперед» в плотные слои атмосферы лопасти сложатся по потоку и обеспечат некоторую стабилизацию изделия. Расчеты показали, что динамическое давление на лопасти составит 0,039 кг/см2, а температура не превысит 1370 °С. На высоте около 8,4 км при дозвуковой скорости полета лопасти будут переведены и зафиксированы в горизонтальном положении, после чего аппарат начнет снижение в режиме авторотации с качеством планирования «1» и возможностью бокового маневра в 8 км. Для управления в плоскости рыскания на изделии предусматривались три микродвигателя тягой 32 кг. Мягкая вертикальная посадка вертолетного типа будет осуществляться за счет раскрутки винта реактивными двигателйми тягой в 158 кг, расположенными на законцовках лопастей. Приземление должно проводиться в автоматическом режиме, однако при возникновении нештатной ситуации экипаж может взять управление на себя. Для выполнения посадки аппарата требуется ровная площадка радиусом не более 30 м (вкл. 52). В 1999 г. на полигоне Мохаве (шт. Калифорния) компания «Rotary Rocket» провела серию демонстрационных полетов опытной модели ATV (Atmospheric Test Vehicle), предназначенной для отработки операций вертолетной посадки будущей МТКС. Испытывавшаяся модель стоимостью 2,8 млн долл. и массой 6 т по своим габаритам представляла собой полномасштабный образец штатного аппарата «Roton». Несущий винт и трансмиссия изделия были спроектированы на базе узлов вертолета S-58. В ходе испытаний максимальная высота полета модели достигала 23 м, а дальность перелета — 1,3 км. К изготовлению первого из двух летных образцов МТКС «Roton», получивших обозначение PTV (Powered Test Vehicle), компания «Rotary Rocket» планировала приступить в конце 1999 г., с тем чтобы после нескольких испытательных полетов в атмосфере осуществить в 2000 г. первый запуск с выходом на околоземную орбиту. Однако из-за серьезных финансовых проблем (к началу 2000 г. из 150—200 млн долл., необходимых для реализации проекта, было освоено лишь 30 млн долл.) компания «Rotary Rocket» изменила свои планы. Под давлением инвесторов, которых беспокоил высокий риск проекта, было принято решение о замене двигателя «RocketJet» на связку обычных ЖРД Fastrac тягой по 27 т. Поскольку последние по своей мощности уступают штатной силовой установке, то их предполагалось использовать в составе демонстрационной модели PTV для полетов по суборбитальным траекториям. Однако и этого не произошло — вскоре, исчерпав свои финансовые ресурсы, фирма «Rotary Rocket» прекратила работы по проекту. Тем не менее в начале 2002 г. все оборудование и техническая документация по аппарату «Roton» были выкуплены у его конструкторов компанией «Хсог». Последняя занимается созданием высотного ракетоплана, который может стать базовым изделием для ТКС различного назначения. Среди основных задач будущего трансатмосферного аппарата, по характеристикам близкого к самолету Х-15, называются следующие: запуск мини-спутников массой 10—20 кг, проведение экспериментов в условиях микрогравитации, а также космический туризм. Ряд освоенных фирмой «Rotary Rocket» технологий компания «Хсог», вероятно, применит в своем проекте.

<<<Назад Страница 143 Далее>>>

<<<Назад Страница 144 Далее>>>

Проект компании «Pioneer Rocketplane» Компания «Pioneer Rocketplane» (Лейквуд, шт. Колорадо) проектирует частично многоразовую транспортную систему «Pathfinder» («Первопроходец»), предназначенную для выведения в космос объектов легкого и среднего классов. Основным элементом системы является пилотируемый (двухместный) трансатмосферный самолет-разгонщик. Длина аппарата составляет 25 м, относительно массы указывается, что он будет примерно на 40% тяжелее истребителя F-15 («сухая» масса этого самолета составляет 13 т; а максимальная взлетная 31 т). Силовая установка аппарата «Pathfinder» комплектуется двумя турбовентиляторными двигателями F100-PW-200 фирмы «Pratt and Whitney» и одним кислородно-керосиновым двигателем РД-120 российского НПО «Энергомаш». Два ТРДДФ, разработанные для истребителя F-15, обеспечивают среднюю тягу 16 т, в форсажном режиме — 26 т; ЖРД, который будет приобретаться через фирму «Pratt and Whitney», развивает тягу 85 т при удельном импульсе 350 с. По своей аэродинамической схеме аппарат «Pathfinder», спроектированный по схеме «бесхвостка», представляет собой низкоплан с вертикальным хвостовым оперением, его дельта-видное крыло имеет удлиненную переднюю кромку. В консолях крыла будут размещаться топливные баки для керосина, в центральной части фюзеляжа — бак жидкого кислорода. Для аппарата выбрана металлическая система теплозащиты. Выполненные на основе окиси алюминия плитки должны монтироваться непосредственно на силовую конструкцию, которую предполагается изготавливать из композиционных материалов с использованием теплостойких смол. Автоматизированная система управления аппарата с четырехкратным резервированием проектируется по схеме AIMS (Aircraft Information Management System), разработанной компанией «Honeywell» для пассажирского лайнера «Боинг-777». Для МТКС «Pathfinder» рассчитывается следующая программа полета. Турбореактивные двигатели обеспечат горизонтальный взлет системы с обычного аэродрома. На высоте 7,5—9 км должна произойти встреча и стыковка с самолетом-заправщиком, из которого в бак аппарата за 10 мин должно быть перекачено примерно 60 т жидкого кислорода. После отделения и ухода от заправщика ТРДДФ аппарата «Pathfinder» будут выключены, а воздухозаборники закроются заслонками, плавно продолжающими переднюю кромку крыла. Затем должен производиться запуск ракетного двигателя. По достижении высоты 120—140 км и скорости 3,6 км/с, соответствующей примерно М=12, ЖРД прекратит свою работу. В течение последующего трех-четырехминутного полета в космическом пространстве предполагается провести отделение полезного груза, который с помощью дополнительного разгонного блока будет доставлен на рабочую орбиту. В качестве верхних ступеней системы планируется использовать блоки, созданные на базе РДТТ семейства «Стар» фирмы «Thiokol». Совершив полет по баллистической траектории, аппарат должен войти в плотные слои атмосферы на высоте 40 км со скоростью, примерно вдвое меньшей, чем у орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл». После снижения скорости до дозвуковых значений вновв будут включены ВРД и аппарат совершит посадку на аэродром. Энергетические характеристики такой ТКС позволят в комплектации с разгонным блоком «Orap-37FM» выводить на экваториальную орбиту высотой 780 км грузы массой 0,7 т, на такую же орбиту с наклонением 90е — грузы массой 0,5 т; с использованием разгонного блока «Стар-75» на те же орбиты — грузы массой 2,6 т и 2 т соответственно. По мнению разработчиков, транспортная система «Pathfinder» будет иметь следующие преимущества: — предполетная подготовка и послеполетное обслуживание проводятся в горизонтальном положении; — возможность выполнения самостоятельных перелетов подобно обычному самолету не потребует обеспечения дополнительных, помимо установленных нормами Управления FAA, мер безопасности; — транспортная система также может использоваться как скоростное грузовое или пассажирское средство (для транспортировки груза массой 1,8 т на расстояние 8300 км аппарату «Pathfinder» потребуется около 50 мин; — высокая оперативность запуска системы предоставляет широкие возможности по ее использованию в военных целях. Проект создания системы «Pathfinder» также отличается низким уровнем технического риска, поскольку значительный объем подготовительных работ был выполнен в начале 1990-х годов военными организации по программе «Black Horse» («Черная лошадь») с задачами создания одноступенчатого ВКС (один из основателей компании «Pioneer Rocketplane» являлся руководителем той программы). По оценкам специалистов, самолетная схема эксплуатация МТКС, а также использование уже разработанных и находящихся в производстве узлов и агрегатов позволят сократить общие затраты на проект «Pathfinder» до 100 млн долл. Стоимость же запуска транспортной системы не превысит 4— 4,5 млн долл. Из этой суммы 1 млн долл. будет израсходован на работы по сборке и подготовке системы к полету, 1—1,5 млн долл. на закупку разгонного блока, 0,5 млн долл. — на обеспечение старта; величина прибыли с каждого запуска должна составить 1 млн долл. Таким образом, удельные затраты на выведение грузов в космос должны составить 4400—бОООдолл/кг, что примерно в 3—5 раз меньше, чем у современных РН легкого и среднего класса. Стоимость скоростной перевозки грузов из одного района планеты в другой оценивается в 440 долл/кг (по мнению экспертов, потребительная стоимость подобного вида услуг может достичь 1100 долл/кг). Транспортировка - пассажиров на борту аппарата «Pathfinder» считается низкоприоритетной задачей. В то же время компания «Pioneer Rocketplane» со своим проектом приняла участие в международном конкурсе «Х-Prize», имевшем целью стимулирование работ частных компаний по созданию многоразовых трансатмосферных аппаратов для развития космического туризма. Из упомянутых в книге компаний помимо фирмы «Pioneer Rocketplane» в этом состязании участвовали «Kelly Space and Technology», «Rotary Rocket» и «Scaled Composites».

<<<Назад Страница 144 Далее>>>

<<<Назад Страница 145 Далее>>>

Проект компании «Scaled Composites» Компания «Scaled Composites» (Мохаве, шт. Калифорния) была основана в начале 1980-х годов авиационным конструктором Бартом Рутаном (1943 г.р.). Основным направлением деятельности фирмы стали экспериментальные летательные аппараты, уникальные характеристики которых были обеспечены за счет оригинальных конструкторских решений и широкого использования композиционных материалов. К наиболее значительным достижениям фирмы «Scaled Composites» следует отнести создание двухместного самолета «Вояджер», совершившим в 1986 г. кругосветный перелет без Дозаправки топливом. Взлетная масса этого двухместного аппарата составляла 4,2 т, масса же конструкции — всего 1 т. За девять дней беспосадочного полета самолет преодолел расстояние 40,2 тыс. км. Неудивительно, что нацеленная на освоение новой авиационно-космической техники фирма «Scaled Composites» первой подала заявку на участие в конкурсе «Х-Prize». Конкурс «Х-Prize» был объявлен в 1996 г. организацией «New Spirit of St. Louis» («Новый дух Сент-Луиса») с целью поощрения разработок малых аэрокосмических фирм и развития космического туризма. Для непосредственного руководства соревнованием и сбора премиальной суммы был учрежден некоммерческий образовательный фонд «X-Prize Foundation». Прообразом проводимого конкурса послужило состязание, предложенное в 1919 г. американским коммерсантом Раймондом Ортейгом (1870—1939): за первый беспосадочный перелет через Атлантику он назначил приз в размере 25 тыс. долл. В 1927 г. победителем этого конкурса стал Чарлз Линдберг (1902—1974), преодолевший установленный маршрут Нью-Йорк — Париж за 33,5 часа. Подготовку же его полета финансировали несколько бизнесменов из Сент-Луиса. Согласно положениям конкурса «Х-Prize» требуется создать трехместный летательный аппарат, способный достигать высоты 100 км. Первая организация, которая на собственные или предоставленные частными лицами средства разработает такую систему и проведет два полета с интервалом в две недели, получит приз в размере 10 млн долл. По мнению маркетологов, космический туризм представляется весьма привлекательным бизнесом, поскольку находятся миллионеры, которые платят 20 млн долл. за полеты на космическую станцию, а менее состоятельные люди довольствуются за 7—12 тыс. долл. экзотикой кратковременной невесомости на самолетах-лабораториях или высотными полетами на истребителях. Стоимость же путешествия за пределы атмосферы с периодом невесомости 3—4 мин предварительно оценивается в 50—100 тыс. долл. Проведенные опросы показали, что на начальном этапе осуществления таких полетов можно ожидать получения заявок от 500 человек ежегодно. Таким образом, победа в конкурсе «Х-Prize» не только принесет определенную финансовую выгоду (точнее, некоторое возмещение затрат, связанных с реализацией проекта), но и предоставит значительные преимущества по освоению перспективного рынка услуг. К проектным исследованиям по новому летательному аппарату компания «Scaled Composites» приступила в 1997 г. Практически сразу была определена двухступенчатая схема будущей ТКС: старт суборбитального корабля, оснащенного ракетным двигателем, должен осуществляться с борта высотного самолета-носителя. Однако общий вид и компоновка второй ступени потребовали более длительной проработки, ибо рассматривались два альтернативных варианта — баллистическая капсула и крылатый аппарат. Сначала для простоты и безопасности предполагалось создавать обтекаемую капсулу с парашютной системой, так как ракетоплан требует высокой точности пространственной ориентации при входе в плотные слои атмосферы (катастрофа одного из аппаратов Х-15 была вызвана именно ошибкой пилота на этом участке полета). Но впоследствии главный конструктор, явно под влиянием своих самолетных пристрастий, выбрал крылатую схему. Для упрощения управлением аппарата при спуске было предложено использовать складное крыло: перед входом в плотные слои атмосферы хвостовая часть трапециевидного крыла поднимается вверх. В такой конфигурации стабилизация аппарата, как у волана, обеспечивается автоматически, и изделие входит в атмосферу с большим углом атаки. При этом спуск проходит практически по вертикальной траектории, что позволяет снизить тепловые нагрузки. К непосредственной разработке и изготовлению новой авиационно-космической системы компания «Scaled Composites» приступила весной 2001 г. после получения всех необходимых для реализации проекта средств.(по приблизительным оценкам журналистов, 20—30 млн долл.). В качестве спонсора выступило лицо, пожелавшее остаться неизвестным. Первая ступень была изготовлена достаточно быстро: свой первый полет самолет-носитель, названный «White Knight» («Белый рыцарь»), совершил уже в августе 2002 г. Непродолжительный период производства был обеспечен за счет широкого использования многих технологий и конструкторских решений, апробированных при разработке исследовательского высотного самолета «Proteus» («Протей»).Новый самолет выполнен по двухбалочной схеме с гондолой, закрепленной на крыле типа «обратная чайка». Каждая балка с двумя посадочными опорами имеет Т-образное хвостовое оперение. Как крыло с загнутыми немного вверх законцовками, так и горизонтальное оперение имеют в плане прямоугольную форму. При размахе крыла 25 м его площадь составляет 43,5 м2. При необходимости увеличения высоты полета (свыше 16 км) предусмотрена возможность удлинения несущей поверхности до 28,2 м. В передней части крыла, а также в силовых балках размещены топливные баки для 2,9 т горючего. Отличительной особенностью силовой установки самолета «White Knight», рассчитанного на скорость полета М=0,6, является использование турбореактивных двигателей с форсажной камерой. Расположенные на гондоле два двигателя J85-GE-5 со статической тягой в 1,74 т каждый были заимствованы с тренировочного реактивного самолета Т-38. Для повышения энергетических характеристик установки возможна замена ТРДФ более мощной модификацией J85-GE-21 с тягой в 2,26 т с истребителя F-5. Точное значение взлетной массы самолёта представителям прессы не сообщается. Указывалось лишь то, что благодаря высоким тяговым показателям силовой установки на нем можно осуществлять практически вертикальные полеты и создавать невесомость в течение 20 с; а номинальная грузоподъемность самолета составляет 3,62—4 т. (По оценкам специалистов, общая взлетная масса двухступенчатой системы составит 8,2—8,6 т.) Управление самолетом осуществляется с помощью элеронов, расположенных на внешней (за силовыми балками) части крыла, а также рулями высоты, и направления, установленными на хвостовом оперении. Во внутренней части крыла имеются интерцепторы для снижения подъемной силы крыла. При полете убираются только задние опоры шасси, а передние находятся под обтекателем; причем правое управляется пилотом. Эксплуатация самолета «Proteus» выявила недостаток масляных амортизаторов шасси, в которых при длительных полетах в холодных слоях атмосферы происходит утечка рабочей жидкости. Поэтому на новом самолете приняты резиновые. Гондола с трехместной кабиной экипажа, как и практически весь самолет «White Knight», выполнена из композиционного материала на основе углеродного волокна и эпоксидной смолы. Носок гондолы, максимальный диаметр которой составляет 1,52 м, выполнен съемным для доступа в кабину пилота и пассажиров. Ее внутреннее устройство практически полностью идентично кабине ракетоплана, что позволило летчикам отрабатывать технику пилотирования второй ступени. К середине 2004 г. самолет «White Knight» совершил около сорока полетов, в том числе с запусками ракетоплана.

<<<Назад Страница 145 Далее>>>

<<<Назад Страница 146 Далее>>>

Проект компании «Scaled Composites» (Часть 2) Вторая ступень, названная «SpaceShipOne» («Космический корабль-1»), спроектирована по схеме высокоплана с хвостовыми балками, на которых размещено хвостовое оперение. Разнесенные кили позволяют избежать воздействия на них продуктов горения маршевого двигателя, смонтированного в фюзеляже. Размах крыла площадью 14,9 м2 составляет 5 м.

^{Ракетоплан SpaceShipOne}

Несмотря на необычность схемы, ни сам аппарат, ни его масштабные модели не проходили продувок в аэродинамических трубах из-за высокой стоимости этих работ. Вообще, компания «Scaled Composites» крайне редко обращается к услугам крупных промышленных корпораций и правительственных организаций, считая их расценки не оправдано высокими из-за «раздутого» бюрократического аппарата. Фюзеляж — монокок с максимальным диаметром 1,52 м имеет слоистую обшивку из эпоксидно-углеродного волокна с сотовым наполнителем и внутренним войлочном покрытием Nomex. Крыло, подкрепленное несколькими нервюрами, выполнено из тех же композитов, но без войлока. Выполненные расчеты показали, что на всех этапах полета ракетоплана температурные нагрузки не превысят 600 °С. Поэтому наиболее нагруженные участки поверхности (передние кромки, носок и днище — всего около 25% от общей площади) должны покрываться абляционным материалом толщиной 0,9 мм; на зоны с меньшим нагревом будут наноситься дополнительные слои фенольной смолы, термостойкость которой на 30—40 °С выше эпоксидной. Остальная поверхность аппарата красится белой термостойкой краской. В качестве силовой установки на аппарате «SpaceShipOne» используется гибридный двигатель, самостоятельно изготовленный компанией «Scaled Composites». Выбор данного типа установки был обусловлен высокой надежностью. При возникновении аварийной ситуации ее работа прекращается путем закрытия главного клапана окислителя (закиси азота). Для контроля целостности камеры сгорания, выполненной из композитов, при изготовлении в ее корпус между слоями бронировки и внешней намотки была заделана оптико-волоконная проводка, при прогаре которой автоматически подается команда на отключение двигателя. Работа силовой установки начинается при давлении в камере сгорания 38,7 кг/см2. Относительно невысокие тепловые нагрузки позволили отказаться от тяжелых огнеупорных вставок и системы охлаждения двигателя. Композитное сопло, имеющее в штатном варианте степень расширения 25:1, покрывается абляционным материалом со скоростью уноса 0,13 мм/с. К созданию маршевого двигателя ракетоплана «SpaceShipOne» были привлечены две фирмы «SpaceDev» и «Environmental Aerosciences», которые на конкурсной основе разрабатывали арматуру силовой установки и определяли оптимальную форму топливного заряда. По результатам стендовых испытаний двигателя, выполненных каждым из подрядчиков, основной контракт был подписан с фирмой «SpaceDev», продемонстрировавшей стабильную работу изделия с четырехка-нальным топливным зарядом в течение 90 с. В соответствии с договором эта фирма должна поставить заказчику систему зажигания, основной клапан подачи окислителя, форсуночную головку, систему управления, а также производить после каждого полета заливку топлива — полибутадиена НТРВ, масса которого при штатной заправке составляет 272 кг. Камера сгорания крепится непосредственно к баку окислителя без каких-либо гибких магистралей. Компания «Scaled Composites» сама изготовляет внутренний бронировочный слой бака из стекловолокна. Затем заготовка передается корпорации «Thiokol» для обмотки углеволоконной тканью. Арматуру систем заправки, дренажа и слива компонента поставляет и монтирует фирма «Environmental Aerosciences». Готовая емкость с усиленным задним днищем, воспринимающим тягу двигателя, приклеивается к фюзеляжу всей поверхностью боковых стенок. Закись азота массой 1,63 т хранится в баке при давлении 49,3 кг/см2 и температуре 17 °С. При таких условиях компонент, испаряясь, автоматически производит наддув бака. В ходе полета до отделения от самолета-носителя температурный режим в баке поддерживается обдувом стенок воздухом, отбираемым от компрессора двигателей самолета «White Knight». Верхним днищем бак примыкает к герметизированной кабине экипажа, не требующей использования высотных костюмов. На случай ее разгерметизации имеются дыхательные маски с запасом кислорода. Небольшая утечка будет восполняться из баллонов со сжатым воздухом. Для очистки воздуха предусмотрен поглотитель углекислого газа. Система терморегулирования на аппарате «SpaceShipOne» отсутствует. Поэтому в ходе полета температура внутри кабины может меняться от +4—36 °С. При подъеме на высоту отцепки кабина подогревается теплым воздухом от ТРДФ само-лета-носителя. Для проветривания кабины на заключительном этапе планирования предусмотрены два вентиляционных люка диаметром 10 см, расположенные на боковых стенках фюзеляжа. Кабина оборудована 16 двухслойными иллюминаторами диаметром 22,8 см. Внешнее стекло толщиной 0,8 см выполнено из термостойкого поликарбонатного материала Lexan, внутреннее такой же толщины — из плексигласа; зазор между ними составляет 0,63 см. Внешнее стекло имеет несколько малых отверстий для охлаждения внутреннего, которое воспринимает избыточное давление в кабине с максимальным прогибом 0,5 см. Проблема запотевания иллюминаторов была наиболее сложной при проектировании кабины экипажа. Как и на самолете «White Knight», вход в кабину ракетоплана осуществляется через лаз диаметром 0,9 м, закрываемый носком аппарата. Кроме него на левой стенке фюзеляжа предусмотрен аварийный люк диаметром 66 см. На съемном носке расположены педали управления и некоторые приборы. Все управляющие поверхности ракетоплана «SpaceShipOne» расположены на хвостовом оперении. Цельноповоротные стабилизаторы с элевонами обеспечивают управляемость изделия в плоскостях тангажа и крена. Последние, отклоняемые ручкой пилота, используются на дозвуковых режимах полета; стабилизаторы с электромеханическим приводом — при сверхзвуковых скоростях. Путевое управление осуществляется двухсекционными рулями направления. Верхние секции с проводкой ручного управления, применяемые на заключительной стадии планирования, отклоняются только во внешнюю сторону, нижние секции с электромеханическим приводом используются при сверхзвуковом обтекании. Электрооборудование аппарата работает от литиевых батарей. Для стабилизации и ориентации ракетоплана в безвоздушном пространстве предусмотрены газоструйные сопла, расположенные в носовой части аппарата и на законцовках крыла. В качестве рабочего компонента системы используется воздух, хранящийся в баллонах под давлением 422,4 кг/см2. Такие же баллоны применяются в пневматической системе складывания крыла, для создания избыточного давления в кабине и для обдува запотевших иллюминаторов. Несмотря на наличие ракетного двигателя и полеты за пределы атмосферы, аппарат «SpaceShipOne» зарегистрирован как планер, для которого компания «Scaled Composites» выбрала символичный бортовой номер N328KF, где цифры означают высоту полета в тысячах футах, соответствующих 100 км (первоначально запрошенный номер N100KM оказался записанным за другим аппаратом).

<<<Назад Страница 146 Далее>>>

<<<Назад Страница 147 Далее>>>

Проект компании «Scaled Composites» (Часть 3) Схема полета ракетоплана «SpaceShipOne» весьма схожа с высотными запусками самолета Х-15. Аппарат подвешивается на двух крюках под гондолой самолета-носителя «White Knight» (вкл. 54). Отцепка происходит на высоте 15,3 км прй скорости полета М=0,6. После непродолжительного планирования и ухода от самолета-носителя пилот ракетоплана, увеличив угол тангажа, включает маршевый двигатель. Подъем происходит практически вертикально с перегрузкой 3—4 g. Через 65 с после запуска двигатель отключается на высоте 45 км, сообщив аппарату скорость около М=3,5. При приближении к апогею пилот дает команду на складывание крыла. С помощью пневмопривода его задняя часть (около 25% от длины базовой хорды) вместе с хвостовыми балками поднимается на угол 65е. Достигнув по крутой баллистической траектории высоты 100 км, аппарат начнет столь же отвесный спуск. При снижении в состоянии невесомости, которая будет длиться 3—4 мин, пассажирам будет предоставлена возможность управления изделием с помощью газоструйных сопел (инер-циальная система наведения и ориентации имеет также приемники системы GPS). При входе в плотные слои атмосферы со скоростью около М=3 угол атаки аппарата с поднятым «оперением» составит 53°, а аэродинамическое качество 0,7. Пиковая перегрузка при спуске не превысит 5 g, в течение примерно 20 с экипаж будет испытывать нагрузку в 4 g. На высоте около 24 км после снижения скорости спуска до дозвуковых значений крыло будет возвращено в исходное положение, и аппарат начнет планирование с аэродинамическим качеством около 7 и скоростью около 200 км/ч. Посадка же должна осуществляться при скорости 126 км/ч. Ракетоплан имеет комбинированное шасси с двумя основными опорами колесного типа и передним скользящим костылем. Выпуск шасси производится пружинными толкателями. Основные опоры оснащены тормозной системой с гидроприводом. Штатные запуски аппарата «SpaceShipOne» осуществляются над территорией базы Эдвардз на удалении 63 км от аэродрома компании «Scaled Composites» в Мохаве, откуда взлетает самолет-носитель. Посадка ракетоплана производится в Мохаве; общая продолжительность его автономного полета после отцепки не превышает 30 мин. В случае отказа маршевого двигателя при запуске ракетоплан сможет вернуться на свой аэродром. При возникновении серьезной аварии в полете экипаж будет покидать аппарат с парашютами. Контроль за ходом полета осуществляется с передвижного командного пункта. Летная отработка аппарата «SpaceShipOne» началась весной 2003 г. — 20 мая был произведен первый совместный полет новой аэрокосмической системы. При испытании в кабине самолета находились два пилота, участвующих в программе; в незаправленном топливом ракетоплане был помещен массовый макет летчика. Кроме того, все его управляющие поверхности были зафиксированы в нейтральном положении. В ходе почти двухчасового полета самолет, поднявшись на высоту сброса аппарата, развил скорость 198 км/ч. Особенностью повторного совместного полета, состоявшегося 29 июля, стала штатная заправка аппарата окислителем, который был слит перед посадкой. , Первый пилотируемый полет ракетоплана «SpaceShipOne» состоялся 7 августа 2003 г. Незаправленный, но с балластом 63, 4 кг в сопле двигателя аппарат был отделен на высоте 14,3 км при скорости 190 км/ч. Устойчивое планирование проходило на скоростях 180—200 км/ч. При скорости 138 км/ч началась тряска ручки управления, вызванная неустойчивым обтеканием. Пилот увеличил скорость полета (с боковым скольжением) и довел ее до значения 270 км/ч, после чего максимально отклонил рули направления, используя их в качестве тормоза. После успешно выполненного маневра аппарат начал заход на посадку со скоростью 184 км/ч; касание аэродромной полосы произошло при скорости 133 км/ч. Некоторую озабоченность у конструкторов вызвал большой угол тангажа 13°, при котором клиренс между нижней частью вертикального оперения и землей составил всего 30—40 см (при наклоне 17° произошло бы касание). Общая продолжительность полета составила 19 мин. Весьма сложным и напряженным стал второй планирующий полет аппарата 27 августа 2003 г. Вскоре после отцепки от самолета, на высоте 13 км при скорости 162 км/ч пилот привел в действие механизм складывания крыла. Подъем его задней части привел к увеличению угла атаки ракетоплана до 70° и росту аэродинамического сопротивления, в результате чего началось практически вертикальное снижение со скоростью 50 м/с. Постепенно корпус аппарата принял горизонтальное (по линии горизонта) положение, при котором эффективно работали рули направления и стабилизаторы. При индикаторной скорости 108 км/ч был зарегистрирован несильный бафтинг. На 70 с полета на высоте 9 км оперение было переведено в нормальное состояние, и аппарат начал планирование с углом -30° к горизонту, быстро увеличивая скорость. На этом этапе был произведен маневр по определению критического угла атаки незаправленного аппарата, то есть имевшего переднею центровку. Срыв потока начался при угле атаки 19° на скорости 126 км/ч. После выравнивания скорость аппарата была доведена до 360 км/ч и выполнен маневр с перегрузкой 3,4 g. Под завершение полета, длившегося 10,5 мин, летчик выполнил «бочку» и совершил посадку при сильном ветре, потребовавшем использования тормозной системы при пробеге. Первые проблемы с аэродинамикой аппарата «SpaceShipOne» возникли 23 сентября при третьем полете, когда началась отработка планирования с задней центровкой. Смещение центра масс было обеспечено крепежом стальных пластин массой 77 кг в макете сопла маршевого двигателя. Подобный режим спуска может возникнуть в случае аварийного останова двигателя и возвращения на базу с остатками горючего в камере сгорания. Вскоре после отцепки при эквивалентной скорости 153 км/ч аппарат вошел в режим срыва потока (при передней центровки это происходит при меньшей эквивалентной скорости — около 126 км/ч). Но при этом резко увеличился угол тангажа (до 20°), уменьшить который с помощью элевонов не удалось. С большим трудом пилоту удалось вывести изделие в относительно нормальный планирующий полет, отказавшись от ранее запланированных маневров. Заход на посадку происходил при скорости почти 200 км/ч, что на 5% превысило номинальное значение. Анализ возникшей аномалии и моделирование обтекания хвостовой части показали, что зависание ракетоплана произошло в результате срыва потока со стабилизатора, создавшего настолько сильный момент на кабрирование, что элевоны не смогли его скомпенсировать. Для устранения подобного явления был предложен ряд доработок оперения, в частности стабилизатор был оборудован аэродинамическим гребнем, который предотвращает ранний срыв потока на концевых частях поверхности, повышая тем самым эффективность элевонов. Кроме того, на хвостовой балке перед стабилизатором был установлен тонкий горизонтальный зализ, для соответствующего направления сорванного с законцовки крыла потока. емкостью с водой, помещенной в хвостовом отсеке. Аппарат сохранял хорошую устойчивость и управляемость при срыве потока на скорости 234 км/ч, а также когда пилот выполнял интенсивные маневры со скольжением для инициирования различных вихревых потоков. Затем балластная вода была слита для смещения центра масс к носку аппарата. При передней центровке было сложено крыло, причем операция выполнялась при критических углах атаки. Тем не менее управляемость изделием полностью сохранилась. После проверки бортового оборудования пилот опустил «оперение» и завершил полет, длившийся 17 мин 49 с. После этого испытания на аппарате «SpaceShipOne» был установлен стабилизатор большего размаха с удлиненными элевонами. Увеличение длины оперения позволило существенно повысить его эффективность, что и было подтверждено в двух ноябрьских полетах (14 и 19 числа), выполнявшихся с предельно задней центровкой изделия. Важным этапом в реализации программы стал восьмой полет ракетоплана «SpaceShipOne», осуществленный 17 декабря 2003 г. Столетняя годовщина полета самолета братьев Райт была отмечена новой вехой в авиации — впервые созданный на частные средства пилотируемый аппарат преодолел звуковой барьер. Для выполнения полета с непродолжительным запуском маршевого двигателя топливный бак окислителя ракетоплана был заправлен примерно на треть, а в камеру сгорания помещено около половины штатного топливного заряда. Отцепка аппарата «SpaceShipOne» от самолета «White Knight» произошла на высоте 14,4 км при скорости М=0,55. После- непродолжительного планирования до высоты 13,2 км пилот увеличил угол тангажа и включил двигатель. С перегрузкой 2,5 g аппарат начал набор высоты с углом наклона траектории 60е. Спустя 9 с его скорость превысила М=1, при этом были зафиксированы небольшие колебания в плоскости крена. (Послеполетный анализ телеметрии не показал возможностей сколько-нибудь опасного развития этой аномалии. Поэтому было решено не проводить каких-либо доработок с резолюцией: «По этим вибрациям пассажиры будут знать о преодолении звукового барьера».) Активный участок длился 15 с, в течение которых ракетоплан развил скорость М=1,2. Отключение в достаточно плотных слоях атмосферы двигателя, работавшего практически при полной тяге, вызвало тормозную перегрузку 1,2 g, превысившую номинальную примерно на 30%. При штатном полете останов двигателя будет производиться более медленно, с постепенным снижением тяги за счет падения давления в баке окислителя. По баллистической, близкой к вертикальной траектории ракетоплан поднялся на высоту 20,7 км. Перед достижением апогея пилот поднял «оперение». При прохождении пика траектории в течение 10—15 с длился период «микроневесомости» порядка 0,1 g. Падение аппарата длилось около 1 мин, после чего летчик, опустив хвостовую часть, начал 12-минутное планирование на аэродром. Удачный полет был немного «смазан» нештатной посадкой: при выравнивании начались колебания по крену. В результате превышения нагрузок при приземлении сломалась левая нога шасси и опершийся на вертикальный киль хвостового оперения ракетоплан вынесло с полосы. Торможение было непродолжительным. Пилот не пострадал, а повреждения аппарата оказались незначительными. Произошедшая авария не смогла обесценить успех компании «Scaled Composites». Более того, он был дополнен небольшой сенсацией: спонсор проекта решил назвать свое имя — им оказался миллиардер Пол Гарднер Аллен (1953 г.р.), один из основателей компании «Microsoft». Второй высотный полет (8 апреля 2004 г.) стал как бы зеркальным отображением первого: нештатная ситуация возникла сразу же после отделения аппарата «SpaceShipOne» от самолета-носителя — маршевый двигатель удалось запустить только на второй минуте планирования, когда аппарат снизился до высоты 11,5 км. Тем не менее за 40 с работы силовой установки ракетоплан разогнался до скорости М=1,6, позволившей ему затем подняться на высоту 31,5 км. По мере накопления опыта (ранее компания «Scaled Composites» не создавала сверхзвуковых аппаратов) программа испытаний ракетоплана «SpaceShipOne» усложняется. 13 мая 2004 г. состоялся запуск изделия с продолжительностью работы двигателя 55 с, в результате чего пассивный участок полета начался на высоте 45 км при скорости М=2,5. Еще на начальной стадии разгона, вероятно из-за перегрузок, отключился основной дисплей приборной доски. Тем не менее, ориентируясь по горизонту, пилот обеспечил практически номинальную траекторию полета и достиг высоты 63,4 км. Впервые за время испытаний вход в атмосферу осуществлялся на сверхзвуковой скорости М=1,9с углом атаки 53— 65° и перегрузкой 3,5 g. На этапе спуска возникли небольшие колебания аппарата в плоскости крена, что специалистами было объяснено плесканием в баке остатков окислителя (при этом запуске, как и при предшествующем, ракетоплан стартовал полностью заправленным). Планирующий полет с высоты 16,5 км завершился штатной посадкой. По результатам последующего за приземлением осмотра было отмечено отличное состояние теплозащиты ракетоплана, не потребовавшей восстановительных работ перед новым стартом.

<<<Назад Страница 147 Далее>>>

<<<Назад Страница 147 Далее>>>

Проект компании «Scaled Composites» (Часть 4) 21 июня 2004 г. стал днем подлинного триумфа компании «Scaled Composites». Входе осуществленного запуска, проводившегося при массовом скоплении публики (до 27 тысяч человек) — представителях прессы, общественных деятелей и простых зрителях, ракетоплан «SpaceShipOne» преодолел высоту 100 км. Ранним утром в 6 ч 46 мин самолет «White Knight» с ракетопланом «SpaceShipOne» поднялся в воздух с 30-й полосы аэродрома в Мохаве. Подъем на высоту отцепки длился более часа. В 7 ч 50 мин (Т=0) аппарат был отделен от самолета-носи-теля. Через 10 с пилот включил силовую установку ракетоплана и сразу же начал быстрый и крутой набор высоты: запуск двигателя производился практически при горизонтальном полете, через минуту угол тангажа составлял уже 83°, скорость же звука была преодолена в Т+20 с. Разгон аппарата был осложнен нерасчетными колебаниями в поперечной плоскости, при этом угол крена достигал 45— 90° (позднее причиной этого сочли плохую центровку маршевого двигателя с продольной осью аппарата). Стабилизировать ракетоплан летчику удалось лишь к 29 с полета при приближении участка максимальных аэродинамических нагрузок. Нерасчетные возмущения аппарата вызвали перегрев и автоматическое отключение электромотора поворота левого стабилизатора. Однако к этому времени ракетоплан уже вышел за пределы атмосферы и его стабилизация осуществлялась реактивными соплами. Останов двигателя также был произведен автоматически после выработки бортового запаса топлива в момент Т+86 с. Хотя первоначально предполагалось, что это сделает пилот после выдачи системой наведения сигнала о достижении в конце баллистического участка высоты 110 км. Но энергетические потери, связанные со стабилизацией аппарата по крену и отклонением от расчетной траектории, уменьшили высоту апогея до 100,18 км. Тем не менее цель полета была достигнута и ракетоплан «SpaceShipOne» с поднятым «оперением» начал снижение. Вход в плотные слои атмосферы производился с углом атаки 60°, при этом нос аппарата был несколько ниже линии горизонта. Максимальная скорость при спуске составила М=2,9, а перегрузка — 5 g. После торможения до скорости звука на 6 мин автономного полета угол атаки возрос до 70°. На высоте 17,4 км пилот опустил «оперение» и начал планирование на базовый аэродром. Несмотря на то что вследствие ухода с расчетной траектории ракетоплан оказался в 34 км от зоны подхода к аэродрому (вместо ожидавшихся 8 км), пилот без проблем посадил аппарат на ту же полосу. Послеполетный осмотр ракетоплана «SpaceShipOne» в целом дал положительные результаты, в том числе и по состоянию теплозащитного покрытия. Однако была выявлена небольшая деформация хвостовой части фюзеляжа. По мнению специалистов, это произошло вследствие нагрева обшивки работающим двигателем. Для устранения подобного явления было предложено усилить хвостовую часть несколькими дополнительными слоями ткани и покрасить ее внутреннюю поверхность белой краской. После выполненного полета летчику-испытателю фирмы «Scaled Composites» шестидесятитрехлетнему Майклу Мел виллу, который стал 433 человеком, побывавшем в космосе, был вручен первый знак «Коммерческого астронавта», учрежденного Управлением FAA за профессиональные лицензированные полеты на высотах свыше 80 км (данные о достигнутой ракетопланом «SpaceShipOne» высоте 100 км были подтверждены не только бортовыми приборами, но и радиолокационными и оптическими средствами слежения баз ВВС и ВМС, расположенных вблизи от Мохаве). Победителем конкурса «Х-Prize» компания «Scaled Composites» была признана после двух квалификационных запусков аппарата «SpaceShipOne», состоявшихся 29 сентября и 4 октября 2004 г. При этих стартах на корабле размещался балласт массой 180 кг, соответствующей двум пассажирам. Для выполнения зачетных полетов силовая установка корабля подверглась некоторым доработкам. В частности, двигатель, как и при предшествовавшем старте, оснащался соплом с улучшенными высотными характеристиками (степень его расширения была увеличена с 10:1 до 25:1); при этом тяга возросла до 6,8—8,2 т. Кроме того, предусматривалась максимальная заправка топливом для продления активного участка до 89 с. В результате общая масса аппарата составила около 3 т. Первый полет, как и июньский, был осложнен интенсивным и длительным вращением аппарата «SpaceShipOne» вокруг продольной оси, возникшем на скорости М=2,7. Это вращение с частотой до 0,5 об/с М. Мелвиллу удалось погасить толькоvза пределами атмосферы с помощью реактивной системы управления. Тем не менее после 77-секундного активного участка была достигнута высота 103 км. На участке же спуска никаких отклонений от штатного режима не произошло. Для получения приза требовалось повторить полет до 13 октября. К этому времени необходимо было не только провести восстановительные работы с аппаратом, но и определить причины его аномального вращения. Техники компании «Scaled Composites» продемонстрировали высокую оборачиваемость своей системы. Сразу же после посадки ракетоплана они произвели демонтаж камеры сгорания, новая же была установлена на следующий день (для квалификационных запусков было подготовлено три снаряженных горючим рабочих камеры). Второго октября аппарат был подвешен к самолету-носителю, а за день до старта заправлен. Сложнее дело обстояло с причинами вращения изделия. Но и здесь проблема была решена за короткий срок. Было установлено, что аппарат теряет путевую устойчивость, достигая скорости М=2,7с малым или отрицательным углом атаки, а при отклонениях по тангажу возникает сильный вращающий момент. Исходя из этого было предложено производить набор высоты с меньшим наклоном траектории, не допуская отрицательных углов атаки. Научные соображения были полностью подтверждены практикой и отмечены мировым рекордом. 4 октября без всяких аэродинамических возмущений и энергетических потерь второй испытатель компании — Брайан Бинни — достиг высоты 112 км, на 4 км превысив мировой рекорд высоты, установленный в 1963 г. на ракетоплане Х-15. До того как аппарат «SpaceShipOne», по желанию главного конструктора, займет свое место в Национальном музее авиации и космонавтики, он может совершить еще несколько стартов. Незадолго до первого квалификационного полета к Б. Рутану обратился миллиардер сэр Ричард Брансон (1950 г.р.) с предложением финансировать постройки семи-девятимест-ного аналога корабля «SpaceShipOne» для выполнения туристических суборбитальных полетов. Подобный аппарат будет примерно вдвое тяжелее предшественника и потребует создания более мощного самолета-носителя. Кроме того, исходя из оценок перспектив развития космического туризма предлагается изготовить несколько ракетопланов. Поэтому на реализацию этого проекта до 2008 г. сэр Ричард выделяет 100 млн долл. Под впечатлением успеха компании «Scaled Composites» и филантропической деятельности Анушеха Ансари, сыгравшего основную роль в формировании призового фонда конкурса, с некоторых пор переименованного в «Ansari Х-Prize», другой миллионер-энтузиаст Роберт Бигелоу решил пойти дальше, точнее выше. Он объявил об организации нового соревнования — «America's Space Prize» («Космический приз Америки»), предполагающего выплату 50 млн долл. частновладельческой фирме за создание транспортной системы, которая могла бы обеспечивать доставку на околоземную орбиту космического корабля с 5—7 пассажирами. Однако ц отличие от конкурса «Х-Prize», этот проект имеет более практический характер: основанная учредителем нового турнира компания Bigelow Aerospace занимается проектированием орбитальных обитаемых модулей, которые можно будет использовать в различных целях: для проведения научных исследований и экспериментов и даже в качестве космической гостиницы. Отличительной особенностью проектируемой станции является то, что ее отсеки представляют собой надувные конструкции, и это позволит существенно снизить стоимость изготовления и развертывания модулей. Успешная реализация проекта «SpaceShipOne» и названные частные инициативы могут оказать значительное влияние на всю аэрокосмическую промышленность США. В создание новых транспортных систем 26 участниками конкурса «Х-Prize», являющимися в основном малыми фирмами, было вложено около 400 млн долл. Но большая часть из этих средств, вероятнее всего, окажется потраченной впустую, поскольку мало кто из этих фирм сможет закрепиться на аэрокосмическом рынке и хотя бы частично восполнить свои (или спонсорские) расходы. Тем не менее конкурс «Х-Prize» показал большие возможности частного бизнеса, которые сжаты и строгими федеральными законами, и более чем жесткой конкуренцией со стороны крупных корпораций, тесно связанных с правительственными структурами. Объединенный финансовый и творческий потенциал, продемонстрированный в состязании небольшими компаниями, может побудить правительство к пересмотру своей контрактной политики.

<<<Назад Страница 147 Далее>>>

<<<Назад Страница 148 Далее>>>

РАЗДЕЛ 4. Наземный комплекс Важной составляющей частью ракетно-космического комплекса являются наземные средства обеспечения запуска транспортных космических систем. Затраты на предполетную подготовку и проведение старта ТКС составляют значительную долю от общей стоимости пуска (для различных одноразовых ракет-носителей и МТКС «Спейс Шаттл» этот показатель варьируется в пределах 25—45%). В связи с этим технико-эксплуатационные показатели средств космодрома и эффективность работы наземных служб во многом предопределяют величину потребных затрат на реализацию какой-либо космической программы. Для предстартовой подготовки, запуска и управления полетом ТКС необходима разветвленная и дорогостоящая наземная инфраструктура с многочисленными станциями слежения, удаленными иногда от места старта на тысячи километров. Поэтому первые американские космодромы были развернуты на военных полигонах, расположенных у обоих побережий страны, как атлантического, так и тихоокеанского, и которые уже располагали определенными техническими средствами. В последнее десятилетие благодаря правительственной поддержке различные коммерческие организации предприняли попытки создания частновладельческих стартовых площадок. Но и в большинстве таких случаев инициаторы проектов предпочли создавать свои комплексы на территории федеральных полигонов.

$IMAGE1$

<<<Назад Страница 148 Далее>>>

<<<Назад Страница 149 Далее>>>

ГЛАВА 8. Федеральные полигоны США располагают четырьмя стационарными космодромами, обеспечивающими запуски транспортных космических систем: Канаверал, Ванденберг, Уоллопс и Кадьяк. (Некоторую путаницу в данный счет вносит ракета воздушного базирования «Пегас», поскольку старты ее самолета-носителя производились, например, и с базы Эдвардз, и с Канарских островов.) Первые два космодрома, являющиеся основными элементами Восточного и Западного испытательных полигонов, соответственно, находятся в ведении Космического командования ВВС; третий эксплуатируется NASA. В создании последнего, самого молодого, основную роль сыграли коммерческие компании (стартовым комплексам неправительственных организаций посвящена заключительная глава этой части).

<<<Назад Страница 149 Далее>>>

<<<Назад Страница 150 Далее>>>

Общие сведения В сравнении с достаточно быстрым развитием ракетной техники основные сооружения космодромов кажутся застывшими во времени — ракеты привозят, и они улетают, а стартовые площадки практически в неизменном виде остаются в ожидании новых моделей (ну, иногда, для особенно выдающихся нарастят, например, башню обслуживания — вот и все разнообразие, видимое стороннему наблюдателю). Тем не менее годы в большей степени неумолимы к космодромам. В отличие от образцов ракетной техники прошлых времен, которые можно наблюдать на демонстрационных площадках или в музеях, многие стартовые комплексы начала космической эры остались только я а фотографиях. Поэтому в данном разделе помимо общей характеристики современного состояния американских космодромов представлены краткие сведения об их истоках и истории.

<<<Назад Страница 150 Далее>>>

<<<Назад Страница 151 Далее>>>

«Мыс Канаверал» 1 февраля 1958 г. ракета «Юнона-1» вывела на околоземную орбиту первый американский спутник «Эксплорер-1» (вкл.55). Запуск аппарата был осуществлен со стартовой площадки LC-26A Восточного испытательного полигона. Начало истории этого космодрома относится к 1947 г. До этого времени основным местом испытаний ракетной техники был армейский полигон Уайт-Сэндз (шт. Нью-Мексико), куда в 1945 г. была доставлена группа немецких специалистов во главе с В. фон Брауном. В задачи образованного там ракетно-исследовательского центра вошли освоение трофейной техники, в первую очередь баллистической ракеты V-2, и создание новых образцов вооружений. Несмотря на то что дальность действия ракеты V-2 превышала протяженность полигона в 180 км, ее экспериментальные полеты начались в 1946 г. Бесперспективность развития центра Уайт-Сэндз со всей очевидностью проявилась год спустя, когда ракета, потеряв управление, залетела на территорию Мексики. Произошедший инцидент ускорил работу специальной комиссии по выбору места для нового ракетного полигона. Изучив различные варианты, комиссия рекомендовала строить стартовые комплексы тяжелых ракет на Атлантическом побережье, с тем чтобы их трассы проходили над океаном. В качестве конкретного места был назван мыс Канаверал (шт. Флорида), а административный аппарат нового полигона предлагалось разместить на близлежащей авиационной базе ВМС (ныне база ВВС Патрик). Этап развертывания технических служб и строительства стартовых площадок проходил под совместным управлением ВМС и ВВС. Лишь в мае 1950 г. весь наземный комплекс, тогда называвшийся «Полигон для ракет дальнего действия», был окончательно переведен в ведение ВВС. А спустя два месяца (24 июля) на м. Канаверал состоялся первый запуск ракеты — ею опять-таки стала модифицированная ракета V-2, оснащенная второй ступенью WAC-Corporal (в данной конфигурации модель имела название «Бампер»). В первые годы своего существования основной задачей полигона, имевшего также неофициальное название «Флоридский ракетно-испытательный полигон», были испытания крылатых ракет. По мере увеличения дальности полетов опытных моделей расширялась и зона размещения наземных станций слежения, а также специально оборудованных кораблей наблюдения. Так, например, в 1951 г. при испытаниях крылатой ракеты «Матадор» с расчетной дальностью действия 900 км были впервые применены PJIC, размещенные в бухте Юпитер и на о. Гранд-Багама; вместе они обеспечили контроль за ракетой на трассе протяженностью 320 км. Позднее была развернута станция на о. Эльютера, увеличившая зону слежения до 500 км. Важным этапом в развитии наземных средств полигона стала программа испытаний стратегической крылатой ракеты «Снарк» с дальностью действия до 8 тыс. км. Для обеспечения ее запусков в 1955—1957 гг. на ряде островов Атлантического океана были сооружены еще несколько PJIC, среди которых следует выделить стайции на о. Антигуа и Вознесения, до сих пор находящиеся в эксплуатации. Испытательные запуски МБР потребовали удлинения оборудованной трассы до 14—16 тыс. км, для чего была построена станция в Претории (ЮАР). Для обеспечения космических полетов протяженность трассы Восточного испытательного полигона была доведена до 20 тыс. км, теперь она заканчивается около островов Принс-Эдуард в Индийском океане. Наземные средства слежения за полетом ракет развертывались исходя из допустимых по соображениям безопасности пределов изменения азимута пуска на м. Канаверал — от 44 до 110°. Данный диапазон позволяет выводить спутники на орбиты с наклонением от 28,5°, соответствующих широте космодрома, до 54°. Для формирования орбит с большим или меньшим наклонением требуются дополнительные, весьма энергозатратные маневры ТКС на участке выведения. В наибольшей степени последнее относится к запускам на полярные орбиты, тем не менее в 1960-х годах с м. Канаверал было осуществлено несколько таких стартов. Непосредственной эксплуатацией технических средств Восточного испытательного полигона занимается 45-е Космическое крыло, входящее в состав 14-й Воздушной армии Космического командования ВВС. Крыло общей численностью 10,5 тыс. человек дислоцируется на базе Патрик (шт. Флорида). Стартовые позиции космодрома расположены на территории отдельного подразделения «Станция ВВС "Мыс Канаверал"», занимающего площадь 63,6 км2. Общими координатами космодрома считаются 28,5° с.ш., 80° з.д. Командно-измерительные функции выполняются в относительно новом Центре управления полигона ROCC (Range Operations Control Center), введенном в эксплуатацию в 1995 г. В этом одноэтажном здании с полезной площадью 12 тыс. м2 и стоимостью 134 млн долл. разместились основные средства контроля за всеми текущими работами на полигоне, обеспечения его безопасности, оперативной оценки телеметрической информации, поступающей с борта стартовавших ТКС, и т.д. За счет сосредоточения большинства слудсб полигона в одном месте в перспективе предполагается уменьшить время между запусками различных ракет с нескольких дней до 12 ч.

<<<Назад Страница 151 Далее>>>

<<<Назад Страница 152 Далее>>>

«Мыс Канаверал» (Часть 2) Все старты на м. Канаверал осуществляются только с санкции офицера безопасности Центра ROCC. Разрешение на пуск выдается на основании докладов о готовности систем ликвидации ракеты при ее отклонении от расчетной траектории, о метеорологической обстановке, об отсутствии на трассе полета морских или воздушных средств. После старта контроль за изделием ведется по данным телеметрии. При этом в реальном масштабе времени на мониторах Центра отображаются местоположение ракеты и предполагаемые районы падения ее обломков при подрыве. В случае выхода ракеты за пределы .установленного коридора офицер безопасности дает команду на ее уничтожение. Значительная роль в проведении траекторных измерений на начальном этапе полета отводится контрольно-измеритель-ным комплексам «Джонатан Дикинсон» и «Малабар», развернутым на материковой части шт. Флорида. В дальнейшем для контроля используются станции на островах Антигуа и Вознесения, а также специально оборудованные корабли и самолеты слежения ARIA (Advanced Range Instrumentation Aircraft). Средства полигона эксплуатируются в интересах всех организаций, производящих запуски ТКС: военных, гражданских, коммерческих. Наиболее активно ВВС сотрудничают с NASA, являющимся также владельцем многих сооружений на мысе Канаверал. В 1962 г. созданный для обеспечения лунной программы Центр Кеннеди стал закупать окрестности уже эксплуатировавшегося космодрома для размещения собственных структур и стартовых комплексов. В настоящее время занятая им территория общей площадью 567 км2 (включая океанскую акваторию) тянется вдоль побережья на 55 км с максимальной шириной 16 км. При этом важно отметить, что значительные участки зоны, находящейся в распоряжении NASA, являются частью национального заповедника. Штаб-квартира и производственно-техническая база Центра Кеннеди расположились на о. Мерритт, находящемся в речном проливе между мысом Канаверал и материковой частью. Основной задачей Центра Кеннеди в настоящее время является эксплуатация МТКС «Спейс Шаттл». При развертывании стартового комплекса этой транспортной системы широко использовались средства и сооружения, созданные в рамках программы «Сатурн-Аполлон», в частности монтажный корпус VAB, центр управления запуском LCG, мобильные платформы с транспортерами и прочее оборудование. Для обеспечения посадки орбитального корабля на территории центра была подготовлена специальная полоса длиной 4,57 км и шириной 91 м (без учета боковых асфальтовых полос безопасности шириной по 15 м). По центральной линии толщина бетонного покрытия составляет 41 см, по краям — 38 см. Двускатный профиль полосы с перепадом высоты 61 см от центра к краю ускоряет сток воды. В этих же целях, а также для увеличения сцепления колес шасси с поверхностью большая часть полосы имеет бороздки глубиной 6,3 мм. За счет различных мероприятий, выполненных на полосе в последние годы, ограничения по боковому ветру при посадке удалось смягчить с 27,8 до 37 км/ч. В дальней (северо-западной) оконечности полосы находится ферменный мостовой кран грузоподъемностью 104 т, который используется для монтажа/демонтажа орбитального корабля с грузового самолета «Боинг-747», применяемого для его транспортировки. Несмотря на все усилия разработчиков, по различным причинам технического характера или по погодным условиям значительное количество посадок ОК производится не в Центре Кеннеди, а на базе Эдвардз. Поэтому воздушная перевозка ступени через всю страну стала практически обыденным явлением в эксплуатации МТКС (вкл. 30). После приземления ОК буксируется в корпус обслуживания орбитальной ступени OPF (Orbiter Processing Facility), Удаленный от посадочной полосы примерно на 4,8 км. Первоначально корпус рассчитывался на одновременное проведение работ с двумя кораблями в двух рабочих залах площадью 60 х 46 м и высотой 29 м. В 1991 г. северная пристройка корпуса была переоборудована для размещения третьего ОК. В корпусе OPF выполняется большая часть работ по послеполетному обслуживанию и подготовке изделия к новому старту, включая такие операции, как слив остатков топлива и демонтаж пиротехнических устройств, извлечение полезного груза, последующая заправка топливом двигателей системы ориентации, вспомогательных силовых агрегатов и т.п. Кроме того, здесь же производится размещение в отсеке полезного груза различного вспомогательного оборудования и некоторых предназначенных к выведению объектов. После чего производится взвешивание и балансировка ОК. Работы по ремонту теплозащитных покрытий орбитального корабля выполняются в отдельном расположенном неподалеку от корпуса OPF двухэтажном здании TPSF (Thermal Protection System Facility) общей площадью 4100 м2. Для предстартовой подготовки и хранения секций стартовых ускорителей, которые после восстановительного ремонта и повторной заливки топливом доставляются на м2 Канаверал с предприятия-изготовителя, отведено несколько зданий. Центром технической позиции МТКС «Спейс Шаттл» является монтажно-сборочный корпус VAB (Vehicle Assembly Building), где производится сборка всей системы. Это одно из самых крупных зданий в мире — его высота достигает 160 м, длина — 218 м, а ширина — 158 м. Внутренний объем корпуса разделен на четыре высотных зала и один малый пролет, который предназначается для хранения и предполетной подготовки маршевых ЖРД и невзрывоопасных компонентов твердотопливных ускорителей (носовых конусов и хвостовых юбок). В высотных залах 2 и 4 выполняются работы с подвесным топливным отсеком и контейнером полезного груза. Последовательная сборка системы (сначала производится установка ТТУ, а затем подвеска ПТО и орбитального корабля) осуществляется в высоких пролетах 1 и 3 с воротами, обращенными к востоку. Для МТКС «Спейс Шаттл», как и для ракет «Сатурн», Ре" ализована схема мобильного запуска, то есть к месту старта изделие доставляется полностью собранным на пусковой платформе. Последнее сооружение с шестью опорными стойками представляет собой стальную конструкцию длиной 49 м, шириной 41 м и высотой 7,6 м; ее масса достигает 4190 т. Перевозка платформы с МТКС на стартовую площадку выполняется самоходным гусеничным транспортером длиной 40 м и шириной 35 м, высота машины, подводимой под платформу, варьируется в пределах 6—8 м. На транспортере массой 2700 т имеются две дизельные установки в 2750 л.с. каждая, обеспечивающие работу четырех электрогенераторов мощностью 1 МВт для 16 тяговых двигателей, установленных на четырех гусеничных тележках. Кроме того, транспортер оснащен двумя генераторами по 750 кВт для снабжения электроэнергией гидравлических домкратов, систем управления, кондиционирования, освещения и т.п. Эти генераторы питаются от двух отдельных дизелей мощностью по 1065 л.с. Максимальная скорость движения транспортера без нагрузки составляет 3,2 км/ч, с пусковой платформой и МТКС — 1,5 км/ч; на пробег одного километра пути затрачивается около 350 л дизельного топлива. При транспортировке МТКС к стартовой площадке специальная система датчиков с помощью домкратов поддерживает вертикальное положение сборки с точностью 10 угловых минут. (Подробные технические описания большинства упомянутых выше сооружений, как элементов программы «Сатурн-Аполлон», имеются в ряде отечественных изданий.) Стартовые площадки LC-39A и LC-39B удалены от корпуса VAB к востоку на расстояние 5,54 км и 6,83 км соответственно. Поэтому средняя продолжительность транспортировки МТКС с месту запуска составляет 6—8 ч. По своей конструкции стартовые комплексы LC-39A и LC-39B, расположенные в северной части мыса Канаверал, идентичны. Площадки оборудованы стационарной башней обслуживания FSS (Fixed Service Structure) высотой 106 м, включая 24-метровый молниеотвод. На башне имеются три поворотные стрелы, верхняя из которых устанавливается на носовой части топливного отсека МТКС для дренажа бака окислителя. Вторая стрела с дренажной системой бака жидкого водорода присоединяется к межбаковому отсеку ПТО. Третья обеспечивает доступ в кабину экипажа орбитального корабля. Составным элементом башни FSS является поворотная башня обслуживания, передвигающаяся по рельсовым направляющим. Она используется для установки полезного груза в отсеке ОК. В этих целях на башне предусмотрен отсек с повышенной чистотой внутреннего объема.

<<<Назад Страница 152 Далее>>>

<<<Назад Страница 153 Далее>>>

«Мыс Канаверал» (Часть 3) Работы по предстартовой подготовке системы «Спейс Шаттл» контролируются из центра управления запуском LCC (Launch Control Center), расположенного вблизи корпуса VAB. Сразу же после взлета МТКС функции управления полетом передаются в Центр Джонсона (Хьюстон, шт. Техас). Административный центр по эксплуатации стартовых комплексов ракет-носителей, большинство которых находятся на территории станции ВВС «Мыс Канаверал», размещен в производственной зоне этого подразделения. Здесь же располагаются многие вспомогательные корпуса и сооружения, используемые для предстартового обслуживания РН и полезных грузов. Тем не менее важной составной частью космодрома на м. Канаверал в последние годы стала техническая база фирмы «Astrotech Space Operations^, осуществляющей на коммерческой основе предполетную цодготовку многих КА: окончательную сборку спутника с разгонным блоком, его заправку, установку в транспортировочном контейнере (при выведении на МТКС) или под головным обтекателем ракеты-носителя и даже контроль за состоянием объекта в отсеке полезного груза транспортной системы, уже находящейся на стартовой площадке. Фирма «Astrotech», ныне входящая в состав компании «Spacehab», была образована в 1981 г. с задачами проведения предстартовой подготовки коммерческих грузов МТКС «Спейс Шаттл». Поскольку учредителями новой фирмы стали бывшие сотрудники NASA, то заказы на выполнение работ не заставили себя ждать. Среди подготовленных ею к запуску на МТКС объектов числятся такие коммерческие спутники, как «Аник», SBS, «Телстар», «Палапа». Основные технические сооружения (пять корпусов с рабочей площадью 7400 м2) фирма «Astrotech» построила в расположенном вблизи от космодрома городке Тайтесвилл. Общая площадь, занятая фирмой, составила 162 тыс. м2. Корпус 1 и прилегающий к нему 1А используются для контрольных проверок и подготовки КА. В первом здании длиной 61м, шириной 38 м и высотой 15 м имеются три рабочих зала площадью по 223 м2, в которых поддерживается повышенный уровень чистоты класса 100 000. Общая для всех трех пролетов шлюзовая камера имеет ворота в рабочий зал корпуса 1А, ширина которого (зала) составляет 15,6 м, длина — 38 м, а высота — 18,3 м. Одновременно в этих двух корпусах можно проводить обслуживание до четырех аппаратов. Корпус 2 размером 48,5 х 34 х 15 м предназначается для пожаро-взрывоопасных работ» связанных с заправкой КА, стыковкой его с двигателем, установкой пиротехнических устройств и т.п. Поэтому три рабочих зала корпуса разделены усиленными перегородками. Кроме того, в здании находится помещение с балансировочным устройством. Корпуса 3 и 4 отведены под складские помещения; первый из них, где хранятся особо важные компоненты и агрегаты, оборудован системой кондиционирования. Корпус 5 используется для размещения представителей организации-владельца или разработчика КА. В конце 1980-х годов фирма «Astrotech» стала проводить подготовку аппаратов, выводимых одноразовыми РН. Полный цикл работ с типовым спутником. связи занимает примерно полтора месяца и предусматривает следующие этапы: — Т-40 дней: аппарат доставляется в корпус 1 для комплексной проверки и обслуживания; — Т-30 дней: аппарат перевозится в корпус 2 для заправки топливом; — Т-15 дней: установка спутника на переходнике РН, стыковка коммуникаций; — Т-14 дней: установка и герметизация изделия под головным обтекателем; — Т-11дней: доставка на стартовую площадку и монтаж на ракете, с последующим контролем за состоянием бортовых систем аппарата до момента старта ракеты. В общей сложности за весь период существования фирма «Astrotech» провела работы с более чем 100 космическими аппаратами, в том числе принадлежащими NASA и военным организациям. При средней пропускной способности 8 спутников в год однажды этот показатель составил 15 аппаратов. Расценки на обслуживание одного объекта колеблются в пределах 600—800 тыс. долл. Важным этапом в деятельности фирмы «Astrotech» стала программа EELV. Оба участника программы — корпорации «Boeing» и «Lockheed Martin» — заключили с фирмой соглашения о привлечении ее к работам по обслуживанию полезных грузов, которые будут выводиться ракетами «Дельта-4» и «Атлас-5». Финансовые гарантии корпораций позволили фирме «Astrotech» качественно обновить свою техническую базу. Для обслуживания грузов новых РН фирма построила новый монтажно-испытательный корпус стоимостью 30 млн долл. (все ее прежние сооружения оцениваются в 20 млн долл.). Здание длиной 85,4 м, шириной 73 м и высотой 37,8 м имеет полезную площадь 4650 м2. Оно рассчитано на выполнение всего комплекса работ по обслуживанию полезных грузов ракет «Дельта» и «Атлас». Внушительные габариты корпуса были обусловлены различными схемами предстартовой подготовки К А для этих транспортных систем. Горизонтальные операции с обтекателями ракет «Дельта» предопределили длину рабочих залов, а вертикальный монтаж обтекателей ракет «Атлас» — высоту рабочих пролетов. Корпус имеет два рабочих зала размерами 15,3x18,3м и высотой 25,3 м. Каждый из них оснащен краном грузоподъемностью до 30 т. Заправка спутников топливом и установка пиротехнического оборудования может производиться сразу же в рабочих пролетах либо в монтажном зале, перед установкой головного обтекателя. Последнее помещение имеет ширину 20 м и длину 24,4 м, под потолком на высоте 35 м смонтирован кран мощностью 50 т. После монтажа головного обтекателя с КА сборка перевозится в шлюзовую камеру размерами 38,7 х 30 х 31 м, откуда она доставляется на стартовую площадку. (Также в здании предусмотрено еще два зала под хранение и обслуживание головных обтекателей для будущих полетов.) Производственные возможности нового корпуса рассчитаны на работы с тремя спутниками — для одиночного и парного выведения. При необходимости с некоторыми ограничениями можно будет одновременно готовить четыре объекта для двух парных запусков. Как и раньше, фирма «Astrotech» обеспечивает контроль за состоянием бортовых систем К А вплоть до взлета ракеты. В этих целях от монтажного корпуса к стартовым площадкам LC-37 и LC-41 были проложены оптико-волоконные линии связи. Исторически сложилось так, что сборка ракет семейств «Атлас» и «Дельта» осуществляется непосредственно на стартовой площадке (так называемая смешанная или совмещенная схема подготовки). Данный метод, освоенный при эксплуатации боевых ракет, не требует значительных по размерам сооружений и корпусов. Однако по мере развития ракет данных семейств (увеличения их габаритов, количества ступеней и т.п.) расширялась и их техническая база. В результате число зданий, использовавшихся компаниями «Lockheed Martin» и «Boeing» для подготовки своих ракет, достигало нескольких десятков. Новые модели семейств «Атлас-5» и «Дельта-4» качественно отличаются от своих предшественниц. За счет компактного размещения служб технической позиции предполагается существенно сократить затраты на предстартовую подготовку.

^{Схема космодрома Канаверал: А — административно-техническая зона станции ВВС «Мыс Канаверал», Б— административно-техническая зона Центра Кеннеди, В — корпус VIB, Г — корпус SMAB, Д — корпус SMARF}

Поскольку стартовые комплексы старых и новых ракет «Атлас», «Титан» и «Дельта» отчасти уже описаны в соответствующих разделах книги, то ниже приводятся общие сведения по пусковым площадкам космодрома Канаверал, а именно: номер стартовой площадки, применение (в хронологической последовательности) и современное состояние. Стартовая зона А (как и три последующие, представляет собой бетонированную площадку для мобильных пусковых установок; все четыре зоны располагаются на самой оконечности мыса), крылатая ракета «Матадор». Не применяется. Стартовая зона В, ракета «Матадор». Не применяется. Стартовые зоны С и D. Не применяются. LC-1 и LC-2 — крылатые ракеты «Снарк», «Матадор», вертолетная площадка для обеспечения программы «Меркурий», устройства запуска исследовательских аэростатов. Демонтирована. LC-3 — ракеты V-2/WAC-Corporal («Бампер» — первый ракетный запуск с полигона, 1950 г.), «Бомарк», «Матадор», «Хьюго», Х-17 (отработка головных частей МБР), БРПЛ «Поларис», медицинская служба по программе «Меркурий», балансировочная установка для ракет «Тор» и «Дельта», устройства запуска аэростатов. Демонтирована. LC-4 — ракета, оперативно-тактическая ракета «Редстоун», ракеты «Джасон», «Хьюго», медицинская служба по программе «Меркурий», балансировочная установка для ракет «Тор» и «Дельта», устройства запуска аэростатов. Демонтирована. LC-5 — ракеты «Редстоун» (первые два запуска на суборбитальные траектории пилотируемых кораблей «Меркурий», 1961г.), «Юпитер», РН «Юнона-1» (1958 г.), «Юнона-2» (1958—1959 гг.), музейная экспозиция с 1964 г. LC-6— ракета «Юпитер», музейная экспозиция. LC-7 и LC-8 —не строились. LC-9— крылатая ракета «Навахо» («Navaho», включая запуск по проекту Rise для изучения условий полета на скоростях до М=3). Демонтирована в 1960 г. Позднее ее территория была отведена под комплексы 31 и 32. LC-10— ракеты «Навахо», «Джасон». Демонтирована в 1960 г. Позднее ее территория была отведена под комплексы 31 и 32. LC-11 — МБР «Атлас» (запуск спутника «Score» в 1958 г.). Демонтирована в 1965 г. LC-12— МБР «Атлас», РН «Атлас-Эйбл», «Атлас-Адже-на» (запуски КА«Маринер», «Рейнджер»). Демонтирована. LC-13— МБР «Атлас», РН «Атлас-Аджена». Не применяется с 1978 г. LC-14 — МБР и РН «Атлас» (запуски пилотируемых кораблей «Меркурий»), «Атлас-Эйбл», «Атлас-Аджена» (включая запуски по программе «Джемини»). Демонтирована в 1976 г. LC-15 — МБР «Титан-1», «Титан-2». Демонтирована в 1967 г. LC-16— боевые ракеты «Титан-1», «Титан-2», «Першинг-1», «Першинг-1А», «Першинг-2». Установка для статических испытаний. Не применяется. LC-17A — БРСД «Тор», РН «Тор-ЭйДл», «Дельта», «Тор-Эйбл-Стар», «Дельта» (до моделей «Дельта-2»). В эксплуатации компании «Boeing». LC-17B— БРСД «Тор» (включая запуски на суборбитальные траектории аппаратов «Asset»), РН «Тор-Эйбл-Стар», «Дельта», «Дельта-2», «Дельта-3» (1998—2000 гг., одновременно площадка использовалась и для запусков предшествующей модели). В эксплуатации компании «Boeing». LC-18A — высотная ракета «Викинг», РН «Авангард», ракета «Малый Голубой Скаут». Демонтирована. LC-18B — БРСД «Тор», РН «Голубой Скаут», высотная ракета «Скаут». Демонтирована. LC-19 — МБР «Титан-1», «Титан-2» (включая запуски пилотируемых кораблей «Джемини»). Демонтирована. LC-20 — МБР «Титан-1», РН «Титан-ЗА», высотные ракеты «Старберд» для отработки систем ПРО (1990 г.), «Джауст-1» для проведения коммерческих экспериментов в условиях микрогравитации, «Ариес» (1991—1993 гг.). Передана организации «Florida Space Authority» (прежнее название «Florida Spaceport Authority») в коммерческую эксплуатацию. LC-21 (наклонная шахта)— ракеты «Бул Гуз», «Мейс». Демонтирована. LC-22 (наклонная шахта) — ракеты «Бул Гуз», «Матадор», «Мейс». Демонтирована. LC-23 и LC-24 — предлагались для испытаний БРСД «Юпитер» морского базирования. Не строились. LC-25A — БРПЛ «Поларис». Демонтирована. LC-25B (с элементами корабельного оборудования) — БРПЛ «Поларис». Демонтирована в 1969 г. LC-25C и LC-25D — БРПЛ «Посейдон», «Трайдент». Не применяется. LC-26A— РН «Юнона-1» (запуск первого американского спутника, 1958 г.), боевые и суборбитальные ракеты «Юпитер» и «Редстоун», музейная экспозиция. LC-26B — БРСД «Юпитер», РН «Юнона-2» (1959—1961 гг.), музейная экспозиция. LC-27 и LC-28 — нб строились. LC-29A— боевые ракеты «Поларис», «Трайдент», «Чева-лайн» (Великобритания). Не применяется. LC-29B — не строилась. LC-30A и LC-30B — оперативно-тактическая ракета «Першинг». Демонтировайа в 1968 г. ЬС-31Аи LC-31В (вертикальная шахта) — боевые ракеты «Минитмен» и «Першинг-1 А». Демонтирована. LC-32A и LC-32B (вертикальная шахта) — боевые ракеты «Минитмен» и «Першинг-1А». Демонтирована. В 1987 г. на территории комплексов 31 и 32 были законсервированы обломки корабля «Челленджер». LC-33 — не строилась. LC-34— РН «Сатурн-1», «Сатурн-IB» (выведение пилотируемого корабля «Аполлон-7»; запуск этого аппарата в 1968 г. стал последним пилотируемым полетом, осуществленным NASA с территории станции ВВС «Мыс Канаверал»). Демонтирована в 1972 г. LC-35 — не строилась. LC-36A— РН «Атлас-Центавр», испытательный стенд для разгонного блока «Центавр-G» (аннулированный проект), РН «Атлас-2» (1992—2004 гг.). LC-36B — РН «Атлас-Центавр», «Атлас-1», «Атлас-2», «Атлас-3» (2000—2005 гг.). LC-37A— построена для ракет «Сатурн-1». Никогда не использовалась. Демонтирована в 1972 г. LC-37B— РН «Сатурн-1» и «Сатурн-IB». Демонтирована в 1972 г. Заново построена для ракет «Дельта-4», в эксплуатации с 2002 г. LC-38 — проект универсальной площадки для ракет «Атлас-Центавр» и «Атлас-Аджена». Не строилась. Стартовые площадки комплекса LC-39 расположены на территории Центра Кеннеди и эксплуатируются NASA. LC-39A— РН «Сатурн-5» (лунные экспедиции, выведение орбитальной станции «Скайлэб»), МТКС «Спейс Шаттл» (с 1981 г.). В эксплуатации. LC-39B— РН «Сатурн-5», «Сатурн-IB» (запуски кораблей «Аполлон» с экипажами станции «Скайлэб», по проекту «Апол-лон-Союз»), МТКС «Спейс Шаттл» (с 1986 г.). В эксплуатации. LC-39C, LC-39D и LC-39DW — предлагались для РН «Са-турн-5». Не строились. LC-40 — РН «Титан-ЗС», «Титан-34Б», «Титан-3», «Ти-тан-4» (1994—2005 гг.). LC-41 (расположена на площади 1,44 км2, предоставленной ВВС Центром Кеннеди)— РН «Титан-ЗС», «Титан-ЗЕ», «Ти-тан-4» (1989—1999 гг.). Переоборудована для ракет «Атлас-5», в эксплуатации с 2002 г. LC-42 — предлагалась для ракет «Титан-ЗС». Не строилась. LC-43 — высотные метеорологические ракеты. Не приме-v няется. LC-45 — мобильный ракетный комплекс «Роланд». Не применяется. LC-46 — БРПЛ «Трайдент-2» (первый испытательный запуск состоялся в 1987 г.), РН «Афина» (1998—1999 гг.). Эксплуатируется на коммерческой основе организацией «Florida Space Authority» (FSA). LC-47 — высотные ракеты. Осенью 2003 г. передана ВВС организации FSA, которая будет продолжать ее эксплуатацию вместе с учебными организациями.

<<<Назад Страница 153 Далее>>>

<<<Назад Страница 154 Далее>>>

База Ванденберг В отличие от Восточного полигона его западный аналог, ставший вторым американским космодромом, за свою историю претерпел существенно больше административно-организационных трансформаций. Летом 1957 г. на территории бывшего армейского полигона, занимавшего часть тихоокеанского побережья шт. Калифорния, была создана база ВВС Кук с задачами подготовки средств для последующих испытаний баллистических ракет. Год спустя база под названием Ванденберг вошла в состав нового Тихоокеанского ракетного полигона. Однако, несмотря на доминирующую роль ВВС в реализации ракетных программ, этот полигон находился в юрисдикции ВМС. Кроме того, к военно-морскому ведомству отошла южная часть базы Ванденберг с общим названием Пойнт-Ар-гуэльо. В этом районе было построено несколько стартовых комплексов для ракет-носителей. Поэтому до середины 1960-х годов в качестве места запуска указывалось Пойнт-Аргуэльо. Фактически на западном побережье и прилегающей акватории Тихого океана было образовано три отдельных полигона: средства баз Ванденберг и Пойнт-Аргуэльо предназначались для испытаний БРСД И МБР, а также для запусков космических аппаратов; военно-морской полигон Пойнт-Мугу использовался для стартов оперативно-тактических ракет, а армейский полигон, расположенный на атолле Кваджалейн, занимался отработкой систем противоракетной обороны. В декабре 1958 г. с территории базы Ванденберг был произведен первый запуск БРСД «Тор», а через два с небольшим месяца — 28 февраля 1959 г. состоялся первый старт РН «Тор-Аджена», выведшей в космос разведывательный спутник «Дис-каверер-1». После проведенной в 1964 г. реорганизации административные структуры приобрели современные формы: база Ванденберг вместе с возвращенной ВВС зоной Пойнт-Аргуэльо стала основным элементом Западного испытательного полигона, база ВМС Пойнт-Мугу образовала Тихоокеанский ракетный полигон, а полигон Кваджалейн, недавно переименованный в Испытательный полигон систем ПРО им. Р. Рейгана, остался самостоятельной структурой в ведении Армии. В настоящее время база ВВС Ванденберг с усредненными координатами 35е с.ш. и 121е з.д. занимает на материковой части площадь 400 км2. Задачи обеспечения полигона возложены на 30-е Космическое крыло 14-й Воздушной армии Космического командования ВВС. Контрольно-тренировочные стрельбы боевыми ракетами, которые до сих пор располагаются на базе, проводятся в основном в юго-западном направлении к атоллам Кваджалейн и Кантон. Общая протяженность оборудованной трассы достигает 10 тыс. км.