Рис.1. Динамика запусков и грузопотоков на орбиту
В.А.Сурнин
Зарождение и развитие идеи воздушно-космических систем многократного использования и ее техническое воплощение освещены в отечественной историко-технической литературе недостаточно полно, в основном говорится о начальном этапе зарождения авиационно-космических идей в работах пионеров ракетной техники.
Так, в работе /1/ был дан анализ предложений, в той или иной степени относящихся к формированию облика транспортного космического корабля многоразового использования.
Отмечен ряд предложений по многократному использованию транспортных средств (Г.Оберт, К.Э.Циолковский) и использованию массово-энергетических ресурсов окружающей среды (Р.Эсно-Пельтри, Ф.А.Цандер, Р.Годдард).
В нашей стране в послевоенный период комплекс вопросов, относящихся в определенной степени к проблемам создания авиационно-космических систем, был исследован в работах М.В.Келдыша. Под его руководством в 40-е — 50-е годы был проведен ряд исследований по определению эффективности применения прямоточных воздушно-реактивных двигателей в силовых установках стратосферных самолетов и составных крылатых ракет /2;3/ и указано на принципиальную возможность создания самолета с комбинированной двигательной установкой, состоящей из прямоточного воздушно-реактивного двигателя и жидкостного ракетного двигателя (ПВРД и ЖРД).
В 50-е годы М.В.Келдышем совместно с С.С.Камыниным и Д.Е.Охоцимским исследовались баллистические возможности составных ракет. Рассматривались также вопросы динамики полета составных крылатых ракет дальнего действия /4;5/. В этих работах были сформированы требования к конструкции ракеты, позволяющей достигнуть высоких конечных скоростей разгона и дальностей порядка 10000 км. Этот вопрос имел принципиальное значение для создания более мощных ракет и достижения первой космической скорости.
Несмотря на теоретическую разработку вопросов эффективности составных ракет и использования атмосферного кислорода в качестве окислителя, практическое воплощение идеи многоразовой системы стало возможным лишь после создания космических ракет и выведения на орбиту спутников с человеком на борту.
Одним из факторов, инициирующих исследования в этом направлении, были экономические аспекты, а именно, чрезмерно высокая стоимость доставки на орбиту 1 кг полезной нагрузки, обусловленная тем, что разгоняющие ступени были ракетами одноразового применения и расходовались при каждом запуске.
Ведущие авиаконструкторы стали рассматривать возможности использования существующих тяжелых самолетов для предварительного разгона ракет с целью запуска на орбиту спутников Земли и других объектов.
Хотя идея составных летательных аппаратов была высказана применительно к ракетным системам, в авиационной технике эта идея также нашла применение и развитие, несмотря на значительно большие сложности с ее осуществлением.
В ракетных системах увеличение числа ступеней, как правило, не приводит к значительному увеличению лобового сопротивления ракеты.
В самолетных системах из-за сложности осуществления балансировки составной летательный аппарат компонуется не по принципу последовательного соединения ступеней, а по принципу параллельного соединения. В этом случае сопротивление составного самолета даже на дозвуковых скоростях примерно в два раза превышает сопротивление изолированного самолета. Что касается сверхзвуковых скоростей, то из-за взаимодействия скачков уплотнения от носителя и несомого самолета сопротивление возрастает. Такой составной самолет является одним из наиболее "аэродинамически", сложных летательных аппаратов, так как на его поверхности образуется множество зон со срывом пограничного слоя.
Увеличение лобового сопротивления требует установки двигателей с более мощными тягами и, следовательно, совершенствования параметров рабочего процесса.
Несмотря на отмеченные и ряд других трудностей идея составных самолетов периодически рассматривалась авиаконструкторами, проводились эксперименты и даже летные испытания /24, с.490/. Основная цель, которая ставилась при создании составных самолетов — это увеличение дальности полета. Широко известны выполненные в СССР с 1933 г. работы по самолету "Звено" /24, с.490-493/. Имеются сведения /6, с.144/, что в 1938 г. в Англии состоялся необычный экспериментальный полет, два соединенных вместе самолета, образующие составной летательный аппарат, успешно расстыковались в полете над Рочестером (графство Кент, Великобритания). Нижний самолет, выполнявший функции носителя — летающая лодка, а верхний — гидросамолет.
В 60-е годы идея создания летательного аппарата многоразового применения для доставки грузов на орбиту развивалась в двух направлениях: в оснащении ракет воздушно-реактивными двигателями и крыльевыми поверхностями для их повторного использования и в использовании тяжелых самолетов для запуска ИСЗ.
Перспективами применения воздушно-реактивных двигателей для запуска объектов на околоземные орбиты в 60-е годы занимались В.Ф. Болховитинов, И.Ф.Флоров, Е.С.Щетинков, Г.Лозино-Лозинский, Л.М. Шкадов.
Исследования, связанные с выявлением облика такого рода летательных аппаратов, определением их летно-технических характеристик и оценкой экономической эффективности их применения, проводились в ряде НИИ и ОКБ. Разрабатывалась идея, так называемого гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР), который при горизонтальном старте, как у обычного самолета, осуществляет разгон до чисел М = 4 — 5 и набор высоты Н = 25 — 30 км в зависимости от типа двигательной установки. Вторая ступень ракетного типа, несущая полезную нагрузку, осуществляет дальнейший разгон до орбитальной скорости.
В результате предварительных исследований, проводимых в 60-е годы в СССР и в США, было выявлено, что создание летательных аппаратов многократного применения с ВРД для доставки грузов на орбиту принципиально возможно и при большом количестве запусков приводит к снижению удельной стоимости доставки на орбиту единицы полезной нагрузки. Так, при массе полезной нагрузки 4-5 т стартовая масса летательного аппарата составляет — 250 т, то есть относительная масса полезной нагрузки, характеризующая систему носитель-ракета как транспортное устройство, составляет 1,5 — 2%.
Исследования показали также, что для реализации идеи летательного аппарата многократного применения требуется проведение большого числа теоретических и экспериментальных работ в области сверхзвуковой аэродинамики, устойчивости, прочности конструкции, аэродинамического нагрева, создания новых материалов, разработки и эксплуатации высокоэнергетических водородных топлив. Было также показано, что для решения перечисленных технических проблем и создания такого летательного аппарата потребуется не менее 15-20 лет и капиталовложения порядка 10-15 млрд.долл./15,с.6/.
Естественно возникал вопрос, целесообразно ли создание такой дорогостоящей системы, требующей столь длительной разработки. Его решение потребовало анализа задач исследования космоса, объема грузопотоков на околоземные орбиты, номенклатуры грузов и типовых средств доставки, ритмичности запусков. Вторая сторона проблемы была связана с воздействием проводимых исследований и разработок на решение вопросов, стоящих перед авиационной и ракетной техникой, вопросов, выходящих за рамки непосредственно рассматриваемой системы, и касающихся воздействия рассматриваемых технических задач на решение фундаментальных проблем авиации и космонавтики и на создание новых образцов гражданских и военных самолетов и ракет.
В самом общем виде основные задачи освоения околоземного космического пространства были сформулированы следующим образом: познание окружающей среды, поиск сырьевых и энергетических ресурсов, совершенствование технологии и улучшения информационного обеспечения /7/. Учеными и мыслителями высказывались и более глобальные идеи, например идеи создания постоянных поселений людей в космосе. Однако такие задачи относятся к более отдаленному будущему.
В связи с расширением задач освоения космического пространства количество грузов, выводимых на орбиту, непрерывно возрастает. На рис. 1 показаны зависимости, характеризующие потребные грузопотоки и темпы запуска объектов на орбиты. Как видно, количество запусков объектов на орбиту, возраставшее в 60-е годы, в 70-е и 80-е достигает 100 запусков в год.
Следует отметить, что определение облика и летно-технических характеристик систем многоразового применения обусловило появление и развитие новых методов исследования как в теоретическом и расчетном, так и в экспериментальном плане. Существенная нестационарность траекторий разгона и спуска и значительная протяженность этих участков по сравнению с траекториями обычных самолетов привели к необходимости постановки и решения задач минимизации расхода топлива на разгон — набор высоты, а также минимизации тепловых потоков и массы систем теплозащиты при входе аппарата в атмосферу, торможении и спуске. Потребность в постановке и решении такого рода задач диктовалась также напряженностью массового баланса многоразового летательного аппарата. Постановка и решение такого рода задач были даны в работах Д.Е.Охоцимского и Т.М.Энеева, Е.В.Тарасова, В.А.Троицкого /8-10/.
Значительный вклад в разработку методов оптимизации был внесен в эти годы Л.С.Понтрягиным /11/. Из зарубежных авторов следует отметить Д.Лоудена и А.Миеле /12;13/. Помимо оптимизируемых величин: запаса топлива, массы полезного груза, массы системы теплозащиты в рассматриваемых задачах необходимо было определить оптимальные режимы "работы" крыла и двигателей по времени полета, моменты переключения с режима работы воздушно-реактивного двигателя на режим ракетного двигателя, параметры двигательных установок и их основных элементов (входного и выходного устройств, компрессора, камеры сгорания, турбины, систем подачи топлива и охлаждения). Установление основных взаимосвязей в такой проблеме приводило к постановке и решению задачи многопараметрической оптимизации с многими ограничениями на управляющие функции и параметры.
Существенное влияние на возможность реализации воздушно-космической системы многоразового применения оказали достижения в авиационной и ракетной технике в 60-е — 80-е годы. На рис. 2,3 показаны некоторые тенденции в развитии воздушно-реактивных и жидкостных ракетных двигателей, отмеченные в работе /14/. Так, отношение тяги ТРД к его массе увеличивалось вдвое примерно каждые 15 лет и к настоящему времени достигало величины R/G = 12 — 14 /14/. Повышение этого показателя в равной мере связано как с новыми конструктивно-технологическими решениями и применением новых материалов и сплавов, так и с ростом параметров двигателя. Например, степень повышения давления в компрессоре за последние 15 лет увеличилась примерно вдвое (в основном за счет повышения числа оборотов и числа ступеней), а температура газа перед турбиной — с 1400 до 1700°К. В этих работах было показано, что удельный импульс ЖРД, использующих некриогенные топлива, за последние 15 лет увеличился от 306 до 316 с, а ЖРД, работающих на топливной смеси водород и кислород, — с 440 до 453 с в основном за счет увеличения давления в камере сгорания и степени расширения сопла. Примерно на 20% снизилась масса модифицированных ЖРД по сравнению с базовыми двигателями. Из данных на рис.3 видно, что ЖРД, установленный на воздушно-космическом самолете системы "Спейс Шаттл", характеризуется весьма высокими параметрами по сравнению с двигателями предшествующих лет.
Поскольку проведение летных испытаний систем многократного использования требовало очень больших затрат, исследователи стремились как можно шире использовать методы моделирования процессов на ЭВМ и эксперименты в аэродинамических трубах. Однако обойтись без летных испытаний было нельзя.
В США были разработаны и реализованы программы исследования и испытания экспериментальных самолетов по программе создания системы многоразового использования. Эти испытания предусматривали изучение аэродинамического нагрева, устойчивости, гиперзвуковой аэродинамики. К таким летательным аппаратам относятся самолеты X-15 и Х-20. Ряд вопросов изучался при проектировании и создании тяжелого сверхзвукового бомбардировщика ХВ-70 "Валькирия".
В дальнейшем в США усилия по созданию летательного аппарата многократного использования для доставки грузов на орбиту были сконцентрированы на разработке системы "Спейс Шаттл". Реализация программы создания многоразового воздушно-космического аппарата (МВКА) "Спейс Шаттл" была начата в 1972 г. /15,с.3/. "Спейс Шаттл" предназначался для выведения на сравнительно невысокие орбиты (до 1000 -1200 км) военных и гражданских космических объектов (полезных нагрузок), а также для проведения исследований и экспериментов на орбите с помощью неотделяемого от ВКС оборудования. Кроме того, МВКА предполагается использовать для инспектирования, обслуживания и ремонта космических объектов, для доставки сменных экипажей на орбитальные станции, для возвращения с орбиты на Землю как объектов, так и результатов исследований.
Министерство обороны США намечало широко использовать МВКА для выполнения задач военного характера. Из 311 полетов, которые запланированы до 1994 г., 114 или 36,6% предполагается для выполнения задач МО США /15,с.3/.
МВКА может выводить в космос более крупногабаритные грузы, превышающие по весу в 2 раза и по объему в 3 раза максимальные полезные нагрузки самой мощной из используемых ракет-носителей.
МВКА "Спейс Шаттл" выполнен по двухступенчатой схеме с параллельным расположением ступеней. В качестве 1-й ступени служат 2 ускорителя с РДТТ, рассчитанные не менее чем на 20 полетов. Вторая (орбитальная) ступень представляет собой воздушно-космический самолет (ВКС). ВКС рассчитан на длительную эксплуатацию: 100 полетов в течение 10 лет без капитального ремонта и 500 полетов при выполнении восстановительного ремонта /15,с.5/.
Применение двухступенчатой схемы обусловлено стремлением увеличить относительную массу полезной нагрузки. Помимо этого использование двухступенчатой схемы обусловлено функциональным различием ступеней и их двигательных установок. Первая — разгонная ступень МВКА "Спейс Шаттл" — бескрылая, оснащена РДТТ, вторая ступень — крылатая, самолетного типа с ЖРД.
Что касается параллельного расположения ступеней, то такая схема вытекает из значительных размеров и массы воздушно-космического самолета, из сложности соединения его с разгоняющими ступенями, в связи с тем, что кормовая часть ВКС заполнена двигательной установкой, состоящей из 3 основных маршевых ЖРД, и 46 вспомогательных ЖРД для управления и коррекции. Система "Энергия-Буран" реализована также по схеме с параллельным расположением ступеней. Однако возможно и последовательное соединение разгонных ступеней и ВКС при меньших размерах ВКС и менее сложной двигательной установке, как это имеет место в проекте "Ариан-Гермес" (Франция) и в ряде других проектов.
Средняя стоимость полета для программы из 234 полетов составляет 106,8 млн.долл. и из 312 полетов — 83,3 млн.долл. /15,с.6/.
Удельная стоимость доставки одного кг полезной нагрузки на орбиту с помощью системы "Спейс Шаттл" по проекту составляет 2500-3600 долл./кг /15,с.6/.
Парк орбитальных самолетов первоначально состоял из 4 ВКС, в дальнейшем из 6 и даже 8 ВКС. По июнь 1985 г. было совершено 18 полетов, из них "Колумбия" — 6, "Челленджер" — 7 и "Дискавери" — 5 полетов. Четвертый ВКС "Атлантис" строился в 1984-1985 гг. Его первый полет планировался в ноябре 1985 г., затем был перенесен на 1986 г. В 1986 г. ВКС "Челленджер" потерпел катастрофу из-за неполадок в узлах крепления, после чего полеты ВКС прекратились почти на 2 года /15, C.5/.
Стартовая масса МВКА "Спейс Шаттл" — 2000 т, суммарная стартовая тяга — 2630 т. Расчетная максимальная взлетная масса ВКС 96,6 т при массе полезной нагрузки 29,5 т. Круговая орбита имеет высоту Н = 490 км, наклонение 28,5°/15, с.7/.
Основными достижениями в эксплуатационных полетах ВКС считается вывод на околоземные орбиты более 15 ИСЗ, ремонт на орбите ИСЗ "ММ", демонстрация возможности дозаправки топливом в космосе и возвращение на Землю ИСЗ "Палапа" В-2 и "Уэстар VД" /15,с.6/.
Об уровне первоначальной стоимости доставки 1 кг полезной нагрузки на орбиту с помощью одноразовых ракет-носителей и изменении удельной стоимости по годам можно судить по данным, представленных на рис. 4. В работе /16,с.3/, отмечается, что стоимость выведения 1 кг полезной нагрузки в космос при первых запусках спутников "Авангард" и "Эксплорер" была порядка 1 млн.долл. Стоимость доставки на орбиту полезных нагрузок с использованием ракеты "Сатурн V" была на три порядка ниже стоимости выведения "Эксплорер". Эта зависимость была затем экстраполирована на 80-е годы /16,с.3/.
Однако запуски системы "Спейс Шаттл" показали, что действительная стоимость доставки 1 кг полезной нагрузки с помощью систем многоразового использования значительно превышает прогнозные данные. Основная причина указанного расхождения — несоответствие реального числа запусков с планируемым. Так, при проектировании планировалось проводить до 30-40 запусков в год, реально осуществляется лишь 10-11 запусков. Катастрофа аппарата "Челленджер", на два года прекратившая запуски МВКА, также отразилась на удельной стоимости доставки грузов. На модификацию конструкции космического аппарата было затрачено дополнительно 2,4 млрд.долл.
В СССР в середине 70-х годов были начаты работы по реализации транспортной воздушно-космической системы многократного применения, предназначенной для доставки различного рода полезных нагрузок на орбиту. На стадии научно-исследовательских работ рассматривались различные варианты летательных аппаратов, в том числе с возвращаемой первой ступенью с ВРД, однако для опытно-конструкторских проработок, создания опытных образцов, наземных и летных испытаний был принят вариант аппарата, состоящего из одноразовой ракеты-носителя и крылатой орбитальной ступени многократного использования. В результате многолетней работы большого числа КИИ и ОКБ, заводов и эксплуатирующих организаций к 1988 г. была создана воздушно-космическая транспортная система, состоящая из ракеты-носителя "Энергия" и орбитального самолета "Буран".
Следует отметить, что при создании ВКС "Буран" в СССР был совершен качественный скачок в достижении скоростей от 3000 до 28000 км/ч. Выбор для ВКС крылатой схемы позволил решить сложнейшую научно-техническую задачу снижения в атмосфере с изменением скорости от 8 км/с до 340 км/ч с возможностью бокового маневра в атмосфере до 2000 км и горизонтальной посадкой /17/.
ВКС "Буран" выполнен но самолетной схеме "бесхвостка" с низкорасположенным треугольным крылом двойной стреловидности и присущими самолету аэродинамическими органами управления: элевонами, рулем направления, балансировочным щитком. Особенности конструкции в значительной мере продиктованы требованиями защиты от аэродинамического нагрева. С этой целью увеличены толщина крыла, радиус затупления носовой части фюзеляжа, созданы системы теплозащиты многоразового использования. Вся поверхность "Бурана" (кроме носков крыла и фюзеляжа) покрыта 38000 плиток, изготовленных на основе тонких волокон кварца /17/.
Аэродинамические характеристики ВКС обеспечивают выполнение программы на всех участках полета во время спуска из космоса: гиперзвуковом, сверхзвуковом, трансзвуковом и дозвуковом. Масса ВКС "Буран" — 100 т при массе полезной нагрузки 30 т. Длина 36,4 м, размах крыльев — 24 м, высота 15,5 м. Стартовая масса всей системы 2400 т /17/.
Для обеспечения требуемой прочности необходимо было создать легкую конструкцию, способную длительно работать в исключительно тяжелых условиях. Впервые отечественный крылатый аппарат многоразового использования должен был выдерживать очень интенсивное вибрационное и акустическое нагружение от мощных ракетных двигателей и сверхзвукового потока воздуха. В конструкции ВКС использованы нетрадиционные новые композиционные материалы. Одной из наиболее важных проблем была разработка теплозащитного покрытия. По материалам продувок и расчетов была разработана температурная схема с распределением температуры по всей поверхности. Окончательной проверкой этой схемы стали запуски маневрирующих спутников серии "Космос— 1374, 1445, 1517, 1614". Эти первые в отечественной практике воздушно-космические летательные аппараты позволили исследовать работу плиточной теплозащиты.
Полунатурное моделирование реального полета на полноразмерном стенде составило более 1400 испытаний, а общее время тренировки экипажей и работы на пилотажно-динамическом стенде — 3200 часов /17/. Большая серия летных испытаний была проведена с семейством моделей на основе глубокой модификации серийных самолетов МиГ-25 и ТУ-154 /17/. Правильность технических решений и окончательная отработка взаимодействия бортового и аэродромного комплексов проверялись при полетах самолета-аналога аппарата "Буран", снабженного четырьмя турбореактивными двигателями /17/.
Первый запуск системы "Энергия-Буран" был осуществлен в ноябре 1988 г. Этот полет, включавший отделение ВКС "Буран" от ракеты-носителя, выход на орбиту, полет по орбите, сход с орбиты, вход в плотные слои атмосферы, снижение и посадку, самолет выполнил в автоматическом режиме.
Большой интерес и практическое значение представляет сравнение систем "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран", а также сопоставление проектов транспортно-космических аппаратов многократного использования и систем, реализованных в США и СССР.
Из сравнения схем и геометрических характеристик систем "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран", опубликованного в работе /18/, следует, что, несмотря на некоторые различия в характеристиках ускорителей, орбитальные возвращаемые ступени и системы в целом имеют много общего. Обе системы характеризуются весьма напряженным весовым балансом, при котором параметр, характеризующий систему как транспортное средство — относительная масса полезного груза, доставляемого на орбиту, составляет всего 1,5-1,6 % от стартовой массы. Для сравнения отметим, что относительная масса полезной нагрузки гражданских самолетов составляет 20-30%, а военных (типа бомбардировщика B-1) 13-16%.
При сравнении проектов транспортно-космических летательных аппаратов многократного использования и систем, реализованных в США и СССР, естественно возникает вопрос о причинах реализации систем с возвращаемой второй ступенью, оснащенной ЖРД, а не с возвращаемой первой ступенью, как предполагалось во многих проектах.
Анализ проектов и хода разработки систем показал, что реализация крылатой первой ступени, обладающей свойством многоразового применения, способной осуществлять разгон до чисел М = 4 — 5 и высот Н = 25 — 30 км, требовала создания достаточного сложного комбинированного двигателя, которого не было ни в США, ни в СССР, в то время как для реализации многоразовой второй ступени не требовалось разработки принципиально нового двигателя. Требуемые для этой ступени ЖРД были отработаны на многих ракетных системах.
Вторая, еще более существенная, сторона вопроса состояла в том, что установка крыла и двигателей на второй, (орбитальной) ступени придавала ей дополнительно к свойству многоразовости еще такие весьма ценные качества, как способность изменять плоскость и другие параметры орбиты, совершать маневрирование на орбите, обеспечивать боковую дальность, осуществлять торможение, спуск и горизонтальную посадку.
Одновременно с разработкой двухступенчатой системы доставки грузов на орбиту с возвращаемой второй ступенью (МВКА "Спейс Шаттл" в США и "Энергия-Буран" в СССР) в обеих странах проводились исследования по определению возможности создания одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС), способного осуществлять горизонтальный взлет и посадку, разгон до орбитальной скорости, выход на орбиту, маневрирование и сход о орбиты, вход в плотные слои атмосферы, торможение и спуск. Среди различных вариантов одноступенчатого воздушно-космического самолета можно выделить два, различающихся по типу двигательной установки, которая в ряде случаев определяет и тип старта. В первом варианте двигательная установка состоит из ЯРД, во втором — из комбинации ВРД и ЖРД.
Попытки создания одноступенчатого ВКС с ЯРД приводили к большим затруднениям, главная причина которых заключалась в том, что в этих проектах применение ЖРД распространялось и на те области скоростей полета, где применение этого типа двигательной установки было далеко не оптимальным. Основные проблемы создания одноступенчатого ВКС с ЖРД сводились к чрезмерно большому расходу топлива на разгон (85%), к необходимости большой тяговооруженности при взлете и большой массе шасси. Указанные составляющие приводили к весьма напряженному массовому балансу ВКС, в результате чего на полезную нагрузку оставалось очень малая доля массы ВКС. Решение проблемы — в переходе к двухступенчатой схеме, что и было реализовано в системах "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран", либо в создании ВКС с комбинированной двигательной установкой, состоящей из ВРД и ЯРД. Однако использование ВРД на начальном участке разгона не снимало полностью проблемы, так как снижение массы топлива, расходуемого на разгон, было связано с возрастанием массы конструкции двигателей, не говоря уже о сложности создания комбинированной двигательной установки.
Исходя из назначения и схемы ВКС его двигательная установка должна состоять по крайней мере из четырех типов двигателей: турбореактивного (или ракетно-турбинного), двух типов прямоточных ВРД и жидкостно-ракетного двигателя. Турбореактивный, или ракетно-турбинный двигатель — (ТРД или РТД) предназначен для взлета и разгона на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета ( М = 0 ÷ 2), прямоточный воздушно-реактивный двигатель с дозвуковой скоростью в камере сгорания (ПВРД) — для разгона в диапазоне чисел М = 2 ÷ 5, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковой скоростью в камере сгорания (ГПВРД)— для разгона в диапазоне чисел М = 5 ÷ 15 и ЖРД — для разгона на заключительном участке траектории (М = 15 ÷ 25). Три первых типа двигателей (ТРД, ПВРД и ГПВРД) предназначены для полета в атмосфере, ЖРД — для полета в верхних слоях атмосферы и вне ее, а также для совершения маневра на орбите.
Каждая из названных силовых установок является оптимальной для своего диапазона скоростей разгона (рис. 5), что было показано в результате многочисленных исследований, проводимых как в нашей стране, так и за рубежом. На рис. 5 показаны области применения воздушно-реактивных двигателей различного типа /19/. Верхняя граница области применения ПВРД определяется минимальным давлением, при котором возможно эффективное горение. Нижняя граница обусловлена допустимыми температурой и давлением. При больших числах М цикл ПВРД из-за меньших потерь на торможение потока становится более выгодным по сравнению с ТРД. Высокое давление и температура ограничивают работоспособность вращающихся узлов ТРД в большей степени, чем неподвижных элементов ПВРД и ГПВРД. Поэтому области применения ПВРД и ГПВРД располагаются далеко вправо от границы применения ТРД, при существенно более высоких числах М /19/. На рис. 6 представлены зависимости удельного импульса по числу М полета для различных двигателей, характеризующие области их рационального применения.
Если по созданию двигательных установок из ТРД, ПВРД и ЖРД имелся опыт во многих странах мира, более того, они длительное время эксплуатировались на летательных аппаратах различного назначения, то относительно ГПВРД положение было иное. Работы по этому типу двигателя находились в стадии теоретических и расчетных исследований. Моделирование процессов в камере сгорания и сопле такого двигателя требовало решения сложных задач в двухмерной и трехмерной постановках с учетом вязкости, турбулентности и теплоподвода. Проведение экспериментальных исследований требовало создания новых аэродинамических труб, в которых можно было бы получать числа М порядка 10-15 и числа Рейнольдса до 106 — 107 .
Летные испытания при больших числах М полета были еще более затруднительными. Все это требовало значительных капитальных вложений и затрат времени.
Значительные трудности возникали и с компоновкой такой сложной комбинированной силовой установкой, которая в связи со значительными размерами входного и выходного устройств, требовала самой тесной интеграции с летательным аппаратом почти по всей его длине. В зарубежной литературе отмечается /20/, что многие особенности рабочего процесса в ГПВРД, работающих на жидком горючем, до сих пор недостаточно глубоко изучены, хотя и накоплены некоторые экспериментальные данные относительно работы различных элементов двигателя. Среди недостаточно изученных вопросов называются слои смещения, пограничные течения в донных областях, инжекция со стенок, невязкие течения.
В настоящее время, в связи с накоплением теоретического материала и результатов экспериментальных исследований в аэродинамических трубах, открывается возможность перехода к очередному этапу разработал ГПВРД — летным испытаниям. Полеты МВКА "Спейс Шаттл" и запуск ВКС "Буран" в СССР создают дополнительные возможности для реализации этого этапа.
Следует отметить, что с середины 80-х годов разработкой проектов воздушно-космического самолета помимо США и СССР начинают занижаться ведущие аэрокосмические фирмы ряда стран Западной Европы, а также Япония. В работе /21/ дан анализ проектов ВКС, разрабатываемых в США (НАСП), Англии (Хотол), ФРГ (Зенгер-2), Франции (Гермес-Ариан) и Японии (Хоуп).
Обобщая данные по различным проектам, можно отметить, что основным назначением этих летательных аппаратов остается выведение на околоземные орбиты космических аппаратов военного и гражданского назначения, а также транспортирование грузов и доставка сменных экипажей на орбитальные станции. Относительная масса полезной нагрузки, доставляемой на орбиту с помощью ВКС, изменяется от 1 до 2% при стартовой массе от 200 до 600 т. Двигательная установка включает три типа двигателей: ТРД, ГПВРД и ЖРД, в некоторых вариантах предусматривается система сжижения атмосферного воздуха. Первый полет намечается на 2000-2004 гг., стоимость программы оценивается в 10 млрд.долл. /21/.
В 1988 г. рассмотрены и одобрены 6 концепций планера ВКС НАСП, разрабатываемых фирмами Дуглас, Рокуэлл, Дженерал Дайнемикс. Оценка концепций проведена в апреле 1989 г. Намечается выбор фирмы для создания двигательной установки. В сентябре 1990 г. будет сделано заключение о возможности продолжения работ по программе и начале строительства экспериментальных самолетов Х-30 (двух для летных испытаний и одного для наземных). Это решение будет принято комиссией в составе руководителей НАСА, ВВС, ВМС, ООСОИ и советника президента по науке. В случае положительного решения первый полет самолета Х-30 будет совершен в конце 1994 — начале 1995 гг., орбитальные испытания начнутся в 1996 г., в полномасштабный ВКС будет создан к 2000-2005 гг. /22/.
На этапе предварительных исследований в работах по программе НАСП было занято 5 тыс.человек из 400 организаций, с которыми ВВС заключили 250 контрактов. Кроме того в исследованиях приняли участи 34 другие фирмы и почти все правительственные исследовательские лаборатории. На программу уже израсходовано 1 млрд.долл. Было утверждено финансирование в размере 500 млн.долл. на период до 1990 г. Суммарная стоимость программы оценивалась в 4,56 млрд.долл. /23,с.10/.
По заявлению руководителя программы Р.Бартелеми, несмотря на большой интерес, вызванный проектом НАСП во Франции, ФРГ, Великобритании и Японии, он не станет международной программой, хотя возможен обмен в некоторых областях техники с этими странами.
Программа НАСП на первом этапе ориентирована на разработку технической базы и технических характеристик экспериментального самолета Х-30, предназначенного для демонстрации возможностей выхода на орбиту и гиперзвукового полета одноступенчатого летательного аппарата.
Относительно средств доставки грузов на орбиту более отдаленной перспективы можно сказать следующее. За 30 лет космических полетов химические реактивные установки были единственным источником энергии. Их недостаток — низкая экономическая эффективность. Даже для транспортной космической системы "Спейс Шаттл" стоимость доставки 1 кг полезной нагрузки на околоземную орбиту составляет 9 тыс.долл. В качестве перспективных двигательных установок, применение которых могло бы повысить экономическую эффективность и снизить удельную стоимость, рассматриваются двигательные установки на гидразине с дополнительным подогревом, ЖРД на метастабильном жидком топливе, ядерные ракетные двигатели, двигательные установки микроволнового и лазерного типов.
Одним из нетрадиционных решений могла бы стать высказанная более 15 лет назад идея применения мощных наземных лазерных установок в качестве энергодатчиков [так в тексте — im]. Экономический эффект достигается за счет огромной разницы в стоимости энергии, добываемой в наземных условиях и на борту летательного аппарата.
В качестве дальнейших перспективных направлений в совершенствовании и создании новых систем, предназначенных для доставки грузов на орбиту, могут рассматриваться: применение новых химических веществ с высокой плотностью энергии, использование двигательных установок, работающих на термоядерной энергии, использование наземных лазерных установок для нагревания рабочего вещества на борту летательного аппарата, электромагнитные стартовые системы, прямоточные ускорители.
Литература
1. Пономарев А.Н., Михайлов B.C. Авиационно-космические системы // Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. Вып. 2. М., 1983. С.66-74.
2. Келдыш М.В. О силовой установке стратосферного сверхскоростного самолета // Избранные труды. М., 1988. С.22-23.
3. Келдыш М.В. О состоянии работ по ПВРД и их применению. Там же. С.35-38.
4. Келдыш М.В., Камынин С.С, Охоцимский Д.Е. Баллистические возможности составных ракет. Там же.С. 39-140.
5. Келдыш М.В., Егоров В.А., Камынин С.С, Охоцимский Д.Е., Энеев Т.М. Теоретические исследования динамики полета составных крылатых ракет дальнего действия. Там же. С.147-196.
6. Аэрокосмическая техника. 1988. № 8. С.144.
7. Авдуевский B.C., Успенский Г.Р. Народно-хозяйственные и научные космические комплексы. М., 1985.
8. Охоцимский Д.Е., Энеев Т.М. Некоторые вариационные задачи, связанные с запуском искусственного спутника Земли// Успехи физич. наук, 1957. Т.63. Вып.1. С. 4-32.
9. Тарасов Е.В. Алгоритмы оптимального проектирования летательных аппаратов // М., 1968.
10. Троицкий В.А. Оптимизация движения двухступенчатой ракеты // ПMM. 1965. Т.29. Вып. 4. С.745-750.
11. Понтрягин Л.C. Математическая теория оптимальных процессов. М., 1961.
12. Lawden D.F. Dynamic problems of interplanetary flight.1955
13. Миеле А. Механика полета. М., 1965.
14. Новое в зарубежном авиадвигателестроении// 1970. №7, 1980. № 8. С.1-2.
15. Многоразовый воздушно-космический аппарат "Спейс Шаттл". Обзор по материалам иностранной печати. НИИАС. 1985.
16. Новое в зарубежном авиадвигателестроении. 1970. 15. С.3.
17. Васильченко К., Лозино-Лозинский Г., Свищев Г. Путь к Бурану // Правда 1988. № 329.
18. Aviation week.1988.V.128.N 13. P.52-53
19. Aeronautics and astronautics.1980.N 1.P.18. В6.Р.36-43.
20. Уолтрап П.Д. Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, работающие на некриогенном жидком топливе: перспективна направления исследований // Аэрокосмическая техника. 1988. В 8. С.16-30.
21. Транспортные космические системы // Техническая информация ЦАГИ №12. 1988.-С.19-25.
22. Flight International, 1988.N 4142.
23. Реферативный журнал. Исследование космического пространства. 1988. №. 11. C.5-I5.
24. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. М., 1969.