Воздушно-космический самолет nasp

Согласно опубликованным данным, целью программы NASP являлось создание двух пилотируемых экспериментальных самолетов Х-30. Эти демонстрационные модели перспективной МТКС, оснащенные СПВРД, должны были совершать полеты с крейсерской скоростью М=5—15, а при использовании небольшого ракетного двигателя разгоняться до скорости М=25, соответствующей выходу на околоземную орбиту. Старт и посадка аппаратов должны были выполняться в горизонтальном положении с и на аэродромную полосу длиной около 3 км (о типе двигателей, которые должны обеспечить разгон самолетов до скорости включения СПВРД в печати не сообщалось). За счет мобильности, непродолжительного послеполетного обслуживания на обычной авиационной базе и возможности оперативного запуска уязвимость таких ВКС по сравнению с МТКС «Спейс Шаттл» предполагалось существенно снизить. На стадии концептуальных исследований новая транспортная система или созданные на ее элементной базе аппараты также рассматривались в следующих качествах: — стратегического бомбардировщика, который должен будет заменить проектировавшийся тогда самолет В-2; — истребителя для перехвата не только боевых авиационных средств, но и МБР, то есть подобные аппараты должны были стать составным элементом системы ПРО; — высокоскоростного разведывательного аппарата; — боевой крылатой ракеты. Первоначально при определении общего вида самолета Х-30 проводилось сравнение трех схем: конической с круговым расположением воздухозаборников, интегральной с несущим корпусом и интегральной с формированием потока несущими плоскостями; обычная самолетная схема с нйзкорасполржен-ным крылом была отклонена уже на ранней стадии исследований из-за низкой ее эффективности при применении СПВРД. Выполненные расчеты показали, что оптимальным вариантом для перспективного ВКС является несущий корпус с небольшим дельтавидным крылом и двухкилевым вертикальным оперением. Интегральная компоновка изделия предусматривала удлиненную нижнюю поверхность фюзеляжа, которая обеспечивала предварительное сжатие потока перед силовой установкой, состоящей из трех СПВРД. Профилированная кормовая часть играла роль элемента сопла. Исходное значение стартовой массы аппаратов Х-30 определялось в 113 т (позднее она возросла до 159 т), а длина 46— 61 м. (При этом следует отметить, рто в справочных изданиях и многочисленных публикациях, посвященных проекту, конкретные значения грузоподъемности изделия не указывались. Лишь после закрытия программы появилось сообщение, что при габаритах, сопоставимых с размерами орбитального корабля системы «Спейс Шаттл», новый транспортный аппарат должен был выводить в космос грузы массой 9 т.) Общие затраты на создание двух ВКС оценивались в 10.4 млрд долл. (в ценах 1992 г.). Согласно подготовленным планам первый испытательный полет изделия с достижением крейсерской скорости М = 5—15 должен был состояться в 2000 г., а с выходом на орбиту спустя два года. Высокая сложность проекта потребовала нестандартных подходов к организации работ. Анализ результатов предварительного проектирования системы выявил, что ни одна из фирм-подрядчиков не сможет выполнить роль головного разработчика. Поэтому было образовано два промышленных консорциума — один по разработке планера, второй по созданию двигательной установки. В первый вошли фирмы «General Dynamics» (ныне подразделение компании «Lockheed Martin»), «McDonnell Douglas» и «Rockwell» (обе сейчас находятся в составе корпорации «Boeing»), а во второй консорциум фирм «Pratt and Whitney» и «Rocketdyne» (последняя из них также принадлежит корпорации «Boeing»).

<<<Назад Страница 49 Далее>>>

<<<Назад Страница 50 Далее>>>

Программа NASP и ее развитие (Часть 2) В ходе реализации программы NASP подрядчикам удалось добиться определенных успехов при разработке новых СПВРД, конструкционных материалов и т.п. (из-за секретности проекта подробные сведения в печати не публиковались). Однако серьезные технические проблемы выявили невозможность со* здания подобных аппарат Наиболее сложной задачей проекта было признано обеспечение эффективной теплозащиты аппарата Х-30. Высокие тепловые нагрузки предопределялись выбранной схемой выведения, рассчитанной на максимальное использование BP Д. Таким образом, большая часть гиперзвукового полета проходила в плотных слоях атмосферы, что приводило к чрезмерному нагреву конструкции. Вопрос теплозащиты проектировавшегося изделия стал одним из парадоксов программы Х-30. По сообщениям прессы, серия экспериментов по отработке системы активного охлаждения фюзеляжа и двигателей жидким водородом прошла успешно. Тем не менее позднее было предложено использовать на ВКС матричные композиты из титанового сплава, усиленного нитями карбида кремния. В то же время выбранный вариант многими специалистами априорно признавался нереальным для данной транспортной системы. В частности, проводились аналогии с самолетом SR-71, на охлаждение титановой обшивки которого после полета со скоростью М = 3 требуется около полутора часов. Тогда как продолжительность цикла наземных операций с аппаратом Х-30, совершающего более скоростные полеты, определялась всего получасом. (Приведенные доводы были высказаны одним из конструкторов фирмы «Lockheed», разработавшей самолет SR-71.) Другим вопросом-загадкой аппарата Х-30 считается горизонтальный старт изделия. Подобная схема взлета, значительно упрощающая операции по предпусковой подготовке, характеризуется повышенными нагрузками на многие элементы конструкции, в первую очередь на шасси, и требует значительного их усиления. Для одноступенчатой МТКС, предназначенной для выхода на околоземную орбиту, масса конструкции является важнейшим проектным параметром. Поэтому выбор горизонтального старта предполагает радикальное снижение «сухой» массы изделия за счет применения новейших конструкционных материалов. Однако, как показал неудачный опыт некоторых более поздних проектов, например разработки гиперзвукового аппарата Х-33, старт которого, кстати, должен был производиться из вертикального положения, американские компании и в конце 1990-х годов оказались не в состоянии освоить соответствующие технологии (подробное описание этого проекта представлено ниже). Так чем же можно объяснить подобные противоречия: грубыми просчетами в оценке технологических возможностей промышленных фирм или несоответствием объявленных задач проектировавшегося ВКС его реальному предназначению? Несмотря на закрытие программы NASP, административно-организационные структуры проекта с налаженной кооперацией были сохранены, и подрядчики продолжили стендовую отработку новой элементной базы. В 1993 г. были опубликованы предварительные планы по проведению в 1997—2000 гг. летных испытаний наиболее важных технологий. Для этих целей предлагалось подготовить несколько экспериментальных аппаратов серии Hyflte («Hypersonic Flight Test Experiment»). Две модели Hyflte-1 намечалось использовать для изучения аэродинамических условий гиперзвукового полета при скоростях М=12—15. Эти аппараты должны были иметь клиновидную форму с охлаждаемой передней кромкой. Верхняя часть изделия, выполненная в виде поверхности изоэнтропи-ческого сжатия, оснащается многочисленными датчиками для регистрации параметров пограничного слоя, нижняя часть с несколькими уступами должна имитировать, воздухозаборник двигательной установки. Три аппарата Hyflte-2 предполагалось подготовить для натурных испытаний 30% -ной модели СПВРД, проектировавшей гося по программе NASP; при запусках опытные образцы двигателя должны работать на газообразном водороде. Так как эти эксперименты требовали менее сложной подготовительной работы, то их было решено проводить первыми. В качестве средства разгона аппаратов Hyflte-2 и Hyflte-1, имевших практически одинаковую форму и примерно равные массовые характеристики, планировалось использовать переоборудованные МБР «Минитмен:2». Поскольку в ходе запусков отделение моделей от ракеты не предусматривалось, то функции управления и стабилизации изделий должны были осуществляться бортовыми системами второй ступени МБР. Аппараты Hyflte-З предназначались для осуществления автономного гиперзвукового «полета с СПВРД, работающим на жидком водороде. По внешнему виду эта модель должна быть схожа с самолетом Х-30, по длине сопоставима с истребителем F-16 (14,5 м). Летные испытания трех таких аппаратов позволили бы получить опытные данные по ключевым проблемам, возникшим при реализации программы NASP: аэродинамика гиперзвуковых аппаратов (в частности, определение точки перехода пограничного слоя), двигательная установка, теплозащитные покрытия, а также возможности управления и стабилизации изделия. Запуски моделей Hyflte-З, оснащенных тремя СПВРД, намечалось осуществлять ракетами «Титан-2» с базы Ванденберг. После достижения высоты 60 км и разгона на нисходящем участке траектории до скоростей М= 12—15 на высоте около 33 км аппарат должен отделиться от ракеты и начать самостоятельный полет. Продолжительность работы силовой установки определялась 30 с. Предполагалось, что за это время скорость возрастет на 1,5 единицы (в числах Маха). После планирующего спуска изделие приводнится в Тихом океане. Работы по созданию требуемых СПВРД продолжались группой фирм, возглавляемой компанией «Pratt and Whitney». В 1994 г. было проведено свыше 20 стендовых запусков масштабной (30%-ной) модели штатного двигателя. Опытный образец с обозначением CDE (Concept Demonstration Engine) стал самым крупным СПВРД, изготовленным и испытанным в рамках программы Х-30: его длина составляла 4,8 м, а масса — 2,25 т. Успешно выполненные запуски продолжительностью до 30 с подтвердили работоспособность созданного изделия. Основное внимание разработчиков уделялось условиям и параметрам работы СПВРД на скоростях М = 6,2 и М - 6,8, определяющих границы перехода от дозвукового горения к стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили около 1700 °С. Испытания двигателя CDE проводились на технической базе Центра Лэнгли в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром 2,4 м и длиной 3,6 м. На этой установке горячий поток с заданными параметрами по температуре и давлению подается из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответствующей пропорции вдувается чистый кислород. В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначенном для измерения тяги. Вся оборка СПВРД с этим устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продолжительность выхода установки на штатный режим работы после включения составляет около 50 с, сами же эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут длиться 35— 40 с. Запуск СПВРД проводился путем впрыскивания в проточную часть изделия силана (silane — кремневодорода), самовоспламеняющегося при смешении с горючим. Сверхзвуковое горение устанавливалось в течение 2 с. Для подготовки комплекса НТТ к испытаниям двигателя CDE было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти средства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего СПВРД. Для проведения испытаний экспериментального образца двигателя в условиях реального полета на скоростях до М=15 в 1994 г. была учреждена программа HySTP (Hypersonic System Technology Programme). В течение последующих пяти лет на этот проект, который возглавили ВВС и NASA, предполагалось израсходовать около 500 млн долл.Трансформация программы NASP с постепенным снижением уровня разработок с воздушно-космического самолета Х-30 до отработки отдельных гиперзвуковых технологий окончательно завершилась с закрытием проекта HySTP в 1995 г.

<<<Назад Страница 50 Далее>>>

<<<Назад Страница 51 Далее>>>

Программа NASP и ее развитие (Часть 3) Прекращение работ по элементной базе аппарата Х-30 отчасти связывают с приходом к власти У. Клинтона, президента от демократической партии. В отличие от предшественников-республиканцев Р. Рейгана (1911—2004) и Дж. Буша-старшего (1924 г.р.), являвшихся инициаторами «Стратегической оборонной инициативы», новая Администрация была весьма критически настроена на реализацию крупномасштабных военных проектов с элементами космического базирования. Но важнейшей же причиной закрытия программы Х-30 была, конечно, ее высокая сложность. Кроме того, отмечалась и неудовлетворительная организация работ по проекту. В связи с чем было признано нецелесообразным в дальнейшем выполнять подобные программы при совместном руководстве военного и гражданского ведомств. Поэтому в соответствии с президентской директивой 1994 г. ВВС сосредоточили свои усилия на кратко- и среднесрочных проектах с небольшой степенью риска (в качестве примера может служить программа HyTech, предусматривающая создание СПВРД на углеводородном горючем для боевых ракет); тогда как более перспективные и дорогостоящие разработки были переданы в ведение NASA. Участь последних разделили и материалы с результатами анализа концепции гиперзвукового стратегического бомбардировщика «Global Reach» («Глобальная досягаемость»), проводившегося в начале 1990-х годов специалистами Лаборатории Райта. Данная ударная система со взлетной массой 226 т и длиной около 60 м рассчитывалась на полеты с крейсерской скоростью М=10, что позволяет преодолевать расстояния 15 тыс. км за 1,5 ч (эти показатели полностью соответствуют характеристикам ВКС «HyperSoar»). Силовую установку самолета предлагалось комплектовать двигателями двух типов: турбопрямоточным, работающим на углеводородном горючем, и двухрежимном ПВРД, использующим водород. Первый двигатель обеспечивает старт изделия и его разгон до скорости М = 4,5, потом должен использоваться ПВРД, в том числе и в режиме со сверхзвуковым горением. На основе полученных от ВВС материалов Центры Лэнгли и Драйдена приступили к реализации программы «Нурег-Х», предусматривавшей по первоначальным планам проведение в 2000—2002 гг. запусков трех гиперзвуковых аппаратов Х-43А. Стоимость создания и испытаний этих моделей, представляющих собой 6%-ную копию бомбардировщика «Global Reach», была оценена в 160 млн долл., но в реальности затраты на проект составили 230 млн долл. Основными подрядчиками по программе стали фирма «MicroCraft» (конструкция корпуса), Лаборатория GASL (двигательдая установка) и корпорация «Boeing Phantom Works» (системы управления и ориентации, теплозащитные покрытия, программное обеспечение). (В 2003 г. две первые организации — «MicroCraft» и GASL — были приобретены корпорацией «Alliant Techsystems».)

Экспериментальные аппараты Х-43А массой 1,3 т и длиной 3,6 м спроектированы по схеме несущего корпуса с небольшим дельтавидным крылом размахом в 1,6 м.и двумя вертикальными килями. Носовая часть моделей изготавливается из вольфрама (общей массой 408 кг), передние кромки крыла из углерод-углеродного материала, корпус изделия и несущие поверхности, выполненные из сплава Haynes, покрыты керамической теплозащитой. Форма носовой и хвостовой части моделей определялась с тем расчетом, чтобы первая обеспечивала предварительное сжатие потока перед двигателем, а вторая выполняла функции сопла {в соответствии с интегральной компоновкой). Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который обеспечивает работу двигателя в течение 7—10 с, хранится на борту в двух баках .емкостью по 0,015 м3 под давлением 600 кг/см2. Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см². Включение двигателя производится путем одновременного впрыска в камеру водорода и силана, образующими самовоспламеняющуюся смесь. Последний газ закачивается в рабочие емкости под давлением 313 атм. В штатном режиме заправка моделей горючим и прочими компонентами, в частности водой для охлаждения передних кромок воздухозаборника, должна осуществляться за 36 ч до испытаний. Другие технико-эксплуатационные характеристики СПВРД аппаратов Х-43А засекречены. Об этапе наземной отработки двигателей сообщалось, что в целом было выполнено свыше 600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний проводилось в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ Центра Лэнгли. Первые два аппарата Х-43А рассчитывались на полеты при скорости М=7, а последний на достижение скорости М=10. В ходе полета третьей модели температурные нагрузки возрастут почти в полтора раза (с 1440 °С до 1980 °С), что потребовало усиления теплозащиты передних кромок вертикальных килей, носовой части и двигателя, а также монтажа системы охлаждения самого аппарата. В качестве средства разгона моделей Х-43А использовалась первая твердотопливная ступень РН «Пегас», сбрасываемая с самолета В-52 (вкл. 31). Общая масса сборки ракеты, специального переходника и аппарата составляет 18,7 т. Испытания производились над акваторией Тихого океана. Запуск первого аппарата Х-43А, состоявшийся в июне 2001 г., окончился неудачей — ракета «Пегас» стала разрушаться на первой минуте полета и была подорвана службой безопасности полигона. Расследование причин аварии длилось более полугода, однако по его завершении конкретные результаты работы комиссии в печать не попали. Только летом 2003 г. был выпущен сокращенный более чем вдвое 27-страничный вариант отчета комиссии. Цензорами были запрещены к публикации многие технические характеристики ракеты «Пегас», а также критика её разработчика— корпорации «Orbital Sciences». Основной причиной разрушения ракеты «Пегас» стали высокие аэродинамические нагрузки. Ошибка в вычислениях была допущена вследствие использования некорректной математической модели расчета нестандартной траектории ракеты. Обычно отцепка трехступенчатой ракеты «Пегас» от самолета-носителя производится на высоте 11,7 км, затем за 80 с работы первой ступени РН достигает высоты 80—84 км, где включается РДТТ второй ступени. Выведение же аппаратов Х-43А требует меньших энергозатрат — их отделение должно производиться при горизонтальном полете на высоте 28,5 км. На ранней стадии проекта для обеспечения необходимой траектории предлагалось сократить массу заряда разгонной ступени. Однако позднее в целях экономии средств на эту операцию (около 2,3 млн долл.) было решено просто снизить высоту сброса ракеты до 7,2 км. Выполненные расчеты показали, что ожидаемые нагрузки в более плотных слоях атмосферы не превысят допустимых значений. В действительности же при прохождении трансзвукового участка полета аэродинамическое давление превысило теоретически полученную величину вдвое. В соответствии с рекомендациями комиссии перед запуском второго аппарата Х-43А корпорации «Orbital Sciences» потребовалось провести следующие доработки: установить дополнительные силовые приводы поворота к каждому из хвостовых стабилизаторов ракеты и механически удалить излишки топлива РДТТ. Кроме того, сброс ракеты с самолета решено производить на высоте 12 км. Второй полет аппарата Х-43А, состоявшийся 27 марта 2004 г., прошел в соответствии с расчетной схемой. Ракета вместе с моделью общей массой 17 т была отделена от самолета В-52 на штатной для РН «Пегас» высоте. Через пять секунд, необходймых для стабилизации сборки и ухода самолета на безопасное расстояние, включился РДТТ разгонной ступени. Участок максимальных аэродинамических нагрузок (0,8 кг/см²) был пройден на высоте 14,1км при скорости М = 3,5. Начиная с высоты 19,5 км траектория ракеты стала более пологой и подъем продолжался с небольшим отрицательным углом атаки; на высоте 28,5 км начался горизонтальный полет. Через 84 с после запуска прекратил работу маршевый РДТТ, а спустя 11с при скорости М = 7 и аэродинамическом давлении 0,5 кг/см2 от ракеты отделился аппарат Х-43А. Его отделение после срабатывания четырех крепежных пироболтов обеспечили два толкателя с рабочим ходом 24 см (аналогичные устройства используются в бомбодержателях самолета В-1); они сообщили изделию относительную скорость 4 м/с. Телекамеры, смонтированные на переходнике ракеты, фиксировали весь ход операции продолжительностью примерно 0,5 с. После непродолжительного периода стабилизации аппарата была откинута заслонка СПВРД, которая стала продолжением нижней губы воздухозаборника. Холостая продувка тракта длилась 5 с, после чего в камеру сгорания был подан си-лан, обеспечивший запуск двигателя. Через Зев камеру постепенно начал подаваться водород с соответствующим снижением расхода силана. На штатном горючем установка работала 8 с, в течение которых было зарегистрировано приращение скорости изделия, то есть тяга силовой установки превысила аэродинамическое сопротивление. Таким образом, модель установила рекорд скорости для беспилотных аппаратов с BP Д. После прекращения работы двигателя створка воздухозаборника была закрыта, и модель начала снижение. Находясь в свободном полете на скорости М = 6—5, аппарат выполнил ряд запланированных маневров, при этом нагрузка на несущую поверхность не превысила 292 кг/м². Спасения ни одного из аппаратов Х-43Ане предусматривалось из-за высокой стоимости работ. Поэтому все данные об экспериментах были получены по каналам радиосвязи. Спаренная система телеметрической информации, работавшая в S-диапазоне, обеспечила передачу свыше 500 показателей. Приятной неожиданностью для специалистов стало то, что после завершения работы не имевший системы охлаждения двигатель сохранил свою конструктивную целостность и телеметрические данные о его состоянии продолжали поступать на землю вплоть до падения изделия в океан на удалении 81,0 км от места старта. Общая продолжительность полета составила 11 мин.

<<<Назад Страница 51 Далее>>>

<<<Назад Страница 52 Далее>>>

Программа NASP и ее развитие (Часть 4) Сразу же после успешного испытания модели NASA выделило 20 млн долл. на подготовку к завершающему этапу программы. Запуск последнего третьего аппарата Х-43А был произведен 16 ноября 2004 г. Сброс ракеты с моделью общей массой 19,5 т был осуществлен на высоте 12,2 км (для достижения максимальной скорости разгонная ступень снаряжалась штатным топливным зарядом). Через 32 с после запуска РДТТ ракета достигла высоты 16,5 км, развив скорость М=3, спустя еще 11с при скорости М = 4 на высоте 19,2 км была включена система охлаждения аппарата. Разгонный блок «Пегас» прекратил свою работу в момент Т+90 с при скорости М = 9,65 на высоте 33 км; через 7 с было произведено отделение аппарата Х-43А. При свободном обтекании скорость набегающего потока составляла 2133 м/с, но в двигательном тракте перед камерой сгорания она снижалась до 915 м/с. В таком режиме на 10 с был включен СПВРД. За время работы установки аппарат, установив очередной рекорд скорости 10 500 км/ч (или 2,92 км/с), преодолел расстояние в 32 км. После отключения двигателя модель совершила планирующий спуск с выполнением маневров на скоростях М = 6—2 и упала в океан в 1570 км от места сброса. Несмотря на неудачу с первым аппаратом, проект Х-43А изначально рассматривался в качестве основы для дальнейшего освоения перспективных гиперзвуковых технологий. В соответствии с выдвинутой в начале 2001 г. концепцией «Национальная аэрокосмическая инициатива» («National Aerospace Initiative» — NAI) на базе моделей Х-43А предлагается создать три новых экспериментальных аппарата. Один из них — аппарат Х-43С массой 2,26 т и длиной 5 м проектируется как несколько увеличенная копия исходного изделия. Силовую установку модели планируется комплектовать тремя СПВРД, работающими на углеводородном горючем (вкл. 32). Эти двигатели, разрабатываемые фирмой «Pratt and Whitney» в рамках военной программы HyTech, обеспечат вдйое большую тягу, чем водородный СПВРД аппарата Х-43А. Бортовой запас топлива (272 кгу, который рассчитывается на активный полет продолжительностью 4—5 мин, должен размещаться в баках, проложенных по бокам расширенного корпуса. На днище будет производиться монтаж маршевых двигателей общей шириной 68,6 см. Отличительной особенностью этих СПВРД, которые будут охлаждаться горючим, станет изменяемая геометрия воздухозаборников, что является важным условием их применения на маневренных аппаратах и разгонных ступенях перспективных МТКС. Учитывая сложность проекта, NASA подготовило программу аэродинамических испытаний уменьшенной в масштабе 2/3 модели силовой установки аппарата Х-43С. Изделие, названное MFPD («Multimodule Flowpath Propulsion Demonstrator» — «Демонстратор установки с несколькими воздушными каналами»), выполнено большей частью из меди и не имеет системы охлаждения. Среди основных задач испытаний; которые будут проводиться в аэродинамической трубе НТТ, называются оцейка работоспособности воздухозаборников при различных углах атаки и бокового скольжения на скоростях М=5—7, изучение взаимодействия силовой установки и корпуса аппарата, хвостовой части и пламени двигателей, а также прочих вопросов. На эти эксперименты отводится более года. Затем должны последовать квалификационные испытания штатной силовой установки с элементами конструкции аппарата Х-43С. При их успешном завершении в 2007 г. может состояться демонстрационный полет первого изделия. Контракт на изготовление трех аппаратов Х-43С NASA подписало осенью 2003 г. с компанией «Allied Aerospace Industries». Общая стоимость работ по сборке моделей и подготовки их к полетам была оценена в 150 млн долл. Испытания аппарата Х-43С, как и базовой модели, будут осуществляться с использованием ракеты «Пегас». После отделения от разгонной ступени на высоте 24,4 км двигательная установка изделия должна обеспечить увеличение скорости с М=5 до М=7. Следующим этапом работ по освоению техники гиперзвуковых полетов должна стать программа Х-43В с ориентировочным уровнем затрат в 600 млн долл. Данный проект, находящийся на стадии предварительных изысканий, предусматривает создание многоразового летательного аппарата, рассчитанного на выполнение 25 полетов со скоростью до М=7. В зависимости от типа силовой установки и подлежащей еще уточнению аэродинамической схемы длина новой модели оценивается в 10—15 м, а поперечный размер  4,2 м. На модели Х-43В предлагается использовать двигатели двух типов: турбопрямоточный, который обеспечит разгон изделия до скорости М=4—4,2, и углеводородный СПВРД типа HyTech. Турбопрямоточные двигатели проектируются NASA в рамках программы RTA. В зависимости от хода ее реализации аппарат может быть оснащен либо одним двигателем GE-57 тягой 18,1т, либо четырьмя его масштабными моделями тягой по 4 т. (На начальной стадии проекта Х-43В изучалась возможность использования на модели ракетно-прямоточного двигателя ISTAR, способного работать на всех режимах полета. Однако позднее по финансовым соображениям этот вариант был отклонен. Подробнее об обоих типах конкурировавших установок см. Главу 5.) За счет применения комбинированной силовой установки при испытаниях модели Х-43В не будет использоваться ракетный разгонный блок — после отделения от самолета-носителя изделие само должно выйти на расчетный режим полета со скоростью М=7. Поскольку проект Х-43В еще не обеспечен финансами, то начало демонстрационных полетов модели ориентировочно определяется 2011 г. Для изучения условий дозвукового полета и посадки вышеназванных аппаратов по заказу Центра Лэнгли были разработаны две опытные модели X-43A-LS и X-43B-LS (LS означает Low Speed — «низкоскоростные»). Эти беспилотные летательные аппараты рассчитаны на самостоятельный взлет, автономный, полет в течение 5 мин со скоростью до 540 км/ч и посадку при скорости 144 км/ч и с углом атаки 12—15°.

^{Аппарат Х-43В}

Модель X-43A-LS, изготовленная компанией «Accurate Automation», представляет собой практически точную копию аппарата Х-43А: ее длина составляет 3,6 м, а размах крыла 2,2 м. Увеличение по сравнению с прототипом площади несущей поверхности было вызвано желанием снизить риск при первых испытаниях. Но впоследствии разработчики планируют выполнить полеты с крылом номинального размера. В качестве силовой установки аппарата, имеющего массу 96 кг, используется турбореактивный двигатель АМТ-1500 тягой 63,4 кг, поставленный фирмой «Advanced Micro Turbines». В октябре 2001 г. аппарат X-43A-LS успешно прошел высокоскоростные рулежные испытания, в ходе которых был совершен самостоятельный полет продолжительностью 16 с; при этом скорость бокового ветра достигала 21,6 км/ч. Демонстрационные полеты аппарата начались в конце 2003 г. на базе ВВС Эглин (шт. Флорида). Основной задачей первого этапа испытаний стала оценка летных характеристик модели на скоростях 187—367 км/ч. Управление аппаратом осуществлялось с наземного командного пункта, при этом некоторые функции выполнялись бортовыми системами, среди которых следует отметить самообучающуюся БЦВМ на нейронных сетях. Программой летной отработки модели также предусматриваются полеты с более высокими скоростями над океаном вне прямой видимости с командного пункта. В этом случае система управления изделия будет работать в автономном режиме, но при некотором контроле оператора с самолета сопровождения. Среди особенностей выполненных аппаратом X-43A-LS полетов в печати называются следующие: скорость отрыва носовой опоры шасси при взлете 140 км/ч; максимальная скорость, развитая при первом полете с выпущенным шасси, составила 300 км/ч при 62%-ном уровне тяги двигателя; угол крена достигал 70—75° (при этом наблюдалась недостаточная эффективность управления моментом инерции); посадка осуществлялась при скоростях 120—170 км/ч (приземление с меньшими скоростями и с большим углом атаки сопровождалось плохой управляемостью в плоскости крена и возникновением явления «голландского шага»). К испытаниям аппарата X-43B-LS HySID («Hypersonic Systems Integrated Demonstrator» — «Комплексный демонстратор гиперзвукового аппарата»), изготовленного компанией «Boeing Phantom Works», намечалось приступить в 2004—2005 гг. Модель длиной 4,5 м и с размахом крыла 2,7 м спроектирована по схеме «утка». Взлет изделия массой 136 кг должны обеспечить три газотурбинных двигателя SWB-100 со статической тягой по 48,5 кг (ВРД закуплены у фирмы «SWB Turbines»). На более отдаленную перспективу ориентирован проект X-43D, в рамках которого изучаются возможности создания экспериментального аппарата с водородным СПВРД, рассчитанным на крейсерскую скорость полета до М=15. В отличие от исходной модели Х-43Аэто изделие должно комплектоваться двигателем с системой охлаждения криогенным горючим; продолжительность активного участка полета составит около 10 с. Успешная реализация проекта X-43D позволит практически в полном объеме решить исходные задачи программы «Hyper-Х», заключавшиеся,, наполним, в подготовке опытного прототипа стратегического-бомбардировщика «Global Reach». Сопоставляя вышеизложенные планы с этапами летной отработки элементов воздушно-космического самолета Х-30, можно провести определенные параллели, а общие истоки проектов Х-30 и Х-43 дают основания с некоторой долей вероятности считать, что основной задачей программы NASP являлось создание гиперзвукового ударного аппарата. Работы по одноступенчатой МТКС самолетного типа если и велись в рамках данного проекта, то, по-видимому, на уровне концептуальных исследований и оценок возможностей использования перспективных технологий. Первоначально объявленные сроки о начале эксплуатации подобных ВКС в 2000—2002 гг. «опередили» современные оценки развития авиационно-космической техники примерно на четверть века. В настоящее время одноступенчатые средства выведения грузов в космос рассматриваются специалистами лишь в качестве возможных кандидатов для многоразовых транспортных систем третьего (после МТКС «Спейс Шаттл») поколения, которые могут быть созданы лишь после 2025 г. Президентская инициатива 2004 г., определившая для NASA в качестве новых приоритетов пилотируемые полеты в дальний космос, потребовала от агентства существенно сократить объемы финансирования своих технологических программ, напрямую не связанных с поставленными задачами. После проведения экспертной оценки работы по некоторым проектам были «заморожены,», часть из них, в первую очередь связанных с гиперзвуковыми технологиями, были переданы военным организациям, которые постоянно участвовали в руководстве многих программ, так называемого двойного назначения.

<<<Назад Страница 52 Далее>>>

<<<Назад Страница 53 Далее>>>

Аппарат «DELTA CLIPPER» Проблемы, возникшие при реализации проекта NASP, уже ' к началу 1990-х годов^выявили невозможность создания в ближайшее время одноступенчатой МТКС самолетного типа. Но продолжавшиеся работы по программе СОИ по-прежнему предусматривали наличие оперативного и дешевого средства выведения многочисленных спутников систем наблюдения и перехвата баллистических ракет. В 1990 г., приступив к выполнению проекта SSRT («Single Stage Rocket Technology» — «Технологии для одноступенчатой МТКС»), Управление по программе СОИ (УСОИ) заключило с четырьмя промышленными компаниями контракты на подготовку предложений по новой транспортной системе. В ходе проводившихся исследований подрядчиками было рассмотрено несколько схем будущей МТКС. Среди традиционных ВКС один вариант отличался новизной: компания «McDonnell Douglas» предлагала аппарат ракетного типа с вертикальным стартом и вертикальной посадкой. Транспортная система «Delta Clipper» грузоподъемностью 10 т на низкой орбите представляла собой четырехгранный конус высотой 38,7 м. Старт изделия массой 458 т обеспечивают восемь кислородно-водородных ЖРД, четыре из которых оснащаются сопловыми насадками для повышения эффективности в условиях разреженной атмосферы. После выполнения орбитальных операций аппарат осуществляет вход атмосферу «носом вперед». Для обеспечения необходимой маневренности с боковым отклонением до 3000 км на аппарате используются четыре щитка, смонтированные в кормовой части. На заключительном этапе спуска изделие совершает разворот для вертикальной посадки «кормой вперед». Мягкое приземление должны обеспечить маршевые ЖРД, работающие в глубоко дросселированном режиме (15—20% от номинала). Послеполетное обслуживание и предстартовая подготовка аппарата «Delta Clipper» будут выполняться в вертикальном положении. Отсек полезного груза с габаритами 4,57x4,57x6,7м проектируется как съемный элемент конструкции, позволяющий проводить работы с выводимыми объектами параллельно с самой МТКС. Для доставки в космос астронавтов должен использоваться отдельный обитаемый модуль. При численности технического персонала в 100 человек продолжительность подготовки аппарата «Delta Clipper» к новому полету не превысит 3 дней. Столь существенного снижения объемов работ предполагалось добиться за счет широкого использования на изделии систем диагностики и автоматического контроля за состоянием бортового оборудования. Поскольку стоимость наземного обслуживания обычно составляет около 45% от всех расходов на осуществление запуска ТКС, то общие затраты на текущую эксплуатацию аппарата «Delta Clipper» будут незначительными. В зависимости от интенсивности полетов удельная стоимость выведения грузов этой системой тогда определялась в пределах 250—2500 долл./кг. Поэтому ключевым элементом проекта должно было стать освоение новых экономичных методов обслуживания транспортных систем, которые позволили бы по затратам приблизиться к показателям, принятым в авиации. Несмотря на необычность схемы эксплуатации, аппарат «Delta Clipper» отличался от других вариантов рядом важных преимуществ. В частности, простотой аэродинамической формы, хорошо изученной при создании головных частей МБР. При этом конусообразный вид характеризуется пониженными тепловыми нагрузками при спуске с орбиты: максимальная температура на носке не должна превышать 1430 °С, что примерно на 200° ниже уровня нагрева носка и передних кромок орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл». Также в отличие от ВКС аппарат с вертикальной посадкой не требует наличия протяженных и хорошо оборудованных полос, а при вертикальном спуске с работающими двигателями изделие более устойчиво к воздействию ветра или дождя. Таким образом, подобные свойства существенно повышают шансы на спасение системы, причем практически на всех этапах полета. Оценив предложения компаний, летом 1991 г. УСОИ заключило с компанией «McDonnell Douglas» двухлетний контракт стоимостью 59 млн долл. на разработку и проведение летных испытаний масштабной модели будущей транспортной системы. Новому аппарату, представлявшему собой уменьшенный примерно втрое прототип МТКС, было дано название «Delta Clipper-Experimental» (DC-X). При этом в ходе реализации программы «Delta Clipper» предусматривался промежуточный этап. В случае успешного проведения демонстрационных полетов модели DC-X, имевшей также обозначение SX-1 (Spaceplane Experimental — «Экспериментальный ракетоплан»), на ее базе будет создаваться более крупный аппарат SX-2, предназначенный для выполнения суборбитальных гиперзвуковых полетов. К задачам последнего изделия, на изготовление которого отводилось три года, были отнесены не только отработка новых технологий, но и решение ряда практических задач, стоящих перед УСОИ. Лишь после этого планировалось приступить к непосредственному производству штатной МТКС «Delta Clipper». Экспериментальный аппарат DC-X имел следующие характеристики: высота— 11,9 м, диаметр в основании— 3,7 м, стартовая масса — 18,9 т, масса топлива — 8,8 т. Низкое конструктивное совершенство модели объяснялось широким использованием традиционных алюминиевых сплавов (силовая конструкция, топливные баки и прочее), из композиционных материалов была выполнена лишь внешняя обшивка изделия. В последующем при создании аппаратов SX-2 и «Delta Clipper» намечалось значительно увеличить удельный вес композитов в изделии, тем самым снизив относительную массу конструкции до требуемого для выхода на орбиту значения — 10%. Сейчас же перед разработчиками аппарата DC-X ставилась задача максимального сокращения затрат на наземное обслуживание. Для выполнения данного требования при проектировании особое внимание уделялось обеспечению следующих характеристик изделия: — доступность и ремонтопригодность бортового оборудования (в этих целях большая часть узлов и агрегатов, представлявших собой легко демонтируемые элементы, располагалась у обшивки изделия, в которой имелось значительное количество люков для непосредственного доступа к ним); — взаимозаменяемость (широкое применение типовых элементов в различных системах позволило сократить количество комплектующих аппарат деталей, запасных узлов, а также число поставщиков); — использование эффективной системы диагностики состояния бортового оборудования, которая автоматически выявляла и отключала отказавший элемент; — простота конструкции, не требующая особой подготовки персонала (группу обслуживания аппарата численностью 30 человек планировалось комплектовать 3—5 экспертами высшего класса и 10 высокопрофессиональными специалистами, остальные же должны были быть подготовленными техниками. К управлению изделием в полете привлекались только три оператора). Спроектированный с учетом подобных требований аппарат DC-X приобрел следующую компоновку. Переднюю часть модели с откидным носком занимал контейнер'с парашютом системы аварийного спасения. Под ним располагался приборный отсек с двумя технологическими люками. Блоки электронного оборудования монтировались на баке жидкого кислорода вместительностью 7,3 т. Центральную часть изделия занимал бак жидкого водорода, рассчитанный на заправку компонента массой 1,5 т. В межбаковом отсеке с тремя створками размещались элементы управления пневмогидравлической системы. Бак горючего крепился на силовой раме хвостового отсека. Большая часть арматуры заправки компонентами топлива и пневмогидравлической системы устанавливалась на днище аппарата, где тактке предусматривались съемные панели. Помимо маршевых ЖРД в хвостовом отсеке располагались цилиндры выдвижных посадочных опор (их разработкой занималась немецкая фирма «Deutsche Aerospace»). Силовая установка аппарата DC-X комплектовалась четырьмя криогенными двигателями RL-10A-5, созданными фирмой «Pratt and Whitney» на базе ЖРД блока «Центавр». На разработку новой модификации и поставку пяти образцов (один являлся запасным) фирме было выделено 12 млн долл. Двигатели RL-10A-5, предназначенные для работы в атмосфере, качественно отличались от базового изделия. Эти ЖРД массой 143 кг и высотой 1,07 м оснащались коническим соплом с углом полураструба 10° и степенью расширения 4,28:1. Необходимость глубокого дросселирования тяги до 30% от номинала (6,7 т) потребовали значительных доработок камеры сгорания и всей системы подачи компонентов топлива. В результате при установленных предельных значений тяги (2—6,7 т) давление в камере сгорания составляло 9,66 атм и 32,3 атм, а удельный импульс 380,5 с и 373 с соответственно. Для управления аппаратом в полете маршевые ЖРД закреплялись в карданных подвесах с углом отклонения ± 8°. Также в этих же целях применялись четыре двигателя тягой по 181 кг, работавшие на газообразных кислороде и водороде. Кроме того, использовались и аэродинамические щитки с углом выдвижения 30°, располагавшиеся на боковых гранях корпуса. Установленный с наветренной стороны щиток был двухсекционным, что позволяло создавать аэродинамический момент для бокового маневра. Комплектация система управления разнотипными исполнительными элементами потребовала достаточно сложного математического обеспечения. Тем не менее за счет использования уже имевшихся на рынке программ компании «McDonnell Douglas» и привлеченным ею коммерческим фирмам удалось существенно снизить стоимость его создания. В отдельных случаях применялись автоматизированные системы программирования, обрабатывавшие данные моделирования условий полета изделия.

<<<Назад Страница 53 Далее>>>

<<<Назад Страница 54 Далее>>>

Аппарат «DELTA CLIPPER» (Часть 2) Самостоятельная разработка отдельных программных средств стала своеобразным исключением из правила, принятого при создании аппарата DC-X, — минимум новых элементов. В целом компания «McDonnell Douglas» стремилась широко использовать в конструкции изделия уже готовые и испытанные компоненты. Так, например, инерциальные измерительные блоки с лазерными гироскопами были заимствованы с истребителя F-15, акселерометры с самолета F-18, а Для многочисленных люков обслуживания использовались стальные петли с пианино, закупленные в ближайшем магазине «Сделай сам».