Рис. 1.1. Крылатая космическая система «Saturn»
В сравнительном исследовании многократно используемых крылатых ракетных систем с вертикальным и горизонтальным стартом рассматривались два класса: система класса «Saturn C-IB» или «Titan III» для вывода на орбиту вблизи Земли полезной нагрузки 13,6 т и система класса «Saturn V» с полезной нагрузкой порядка 100 т. Из возможных конструктивных схем рассматривались только крылатые ракеты-носители с ЖРД, производящие горизонтальную посадку (рис. 1.1), хотя эти схемы могут иметь силовые установки и с другими типами двигателей, например ВРД. Горизонтальный старт обладает большими маневренными возможностями, но решающим при выборе типа старта будет, очевидно, комплекс характеристик—экономичность, надежность и маневренность.
Крылатые системы носителей с горизонтальным стартом, использующие подъемную силу крыла для одного и того же полезного груза будут по весу легче, чем системы с вертикальным баллистическим стартом. Но это будет справедливо только до определенной полезной нагрузки. С увеличением полезной нагрузки и ростом стартового веса системы более выгодным может оказаться вертикальный старт.
Величина полезной нагрузки, до которой выгоден горизонтальный старт, будет зависеть от типа двигателей, горючего, числа ступеней, степени сохранения ступеней для повторного использования и других факторов.
Анализ показывает, что для полностью спасаемой крылатой двухступенчатой ракетной системы для данных, планируемых на 1970 г., система вертикального старта и система горизонтального старта с ЖРД равноценны при стартовом весе от 450 до 500 т и при полезной нагрузке на орбите примерно 13, 5—18,0 т.
В будущем, по-видимому, потребуются ракетные системы и горизонтального и вертикального старта. Например, для обеспечения Орбитальной космической станции спутника Земли, для доставки на нее полезного груза меньше чем 22, 7 т можно применить системы и горизонтального и вертикального старта. Однако межпланетные полеты, требующие сообщения скорости, превышающей параболическую, полезной нагрузке весом 50 и 100 т, по-видимому, будут осуществляться системами вертикального старта.
По заданию NASA Marshall Space Flight Center ряд фирм провел исследование многократно используемой крылатой космической системы для вывода на орбиту вблизи Земли полезной нагрузки 50—100 т. Рассматривалась модификация системы «Saturn C-V», состоявшая в том, что к ступеням S-IC и S-II добавлялись крылья площадью 92, 9 и 46, 9 м2, обеспечивающие вход в атмосферу и спасение ступеней горизонтальным приземлением. Турбореактивные двигатели, расположенные под крылом первой ступени, обеспечивают крейсерский полет на дозвуковой скорости к месту посадки (см. рис. 1.1). Посадка на Землю второй ступени предполагалась планирующим спуском по типу посадки самолета Х-15. Каждая ступень пилотируется летчиком, хотя может быть осуществлена и беспилотная посадка. Если многократно используемой является только первая ступень, а спасение второй ступени не предусматривается, в этом случае S-II не будет иметь крыльев.
Полет осуществляется по следующей программе. Двигатели первой ступени прекращают работу через 2, 5 мин на расстоянии 83 км от старта на высоте 61 км при числе Маха, равном 8. Первая ступень после отделения от второй ступени, двигаясь по инерции, достигает высоты примерно 112 км, а вторая ступень будет продолжать движение по заданной траектории.
Рис. 1.3Для многократно используемой второй ступени при входе в атмосферу температура в критической точке полного торможения потока может быть порядка 1100°. Для защиты конструкции от нагрева можно рекомендовать материалы, наносимые пульверизацией или обмазкой, разработанные для покрытия «Gemini» и «Apollo». Аэродинамический нагрев первой ступени будет значительно меньше, температура обшивки будет как у Х-15 (порядка 260—540°).
Летные характеристики многократно используемых крылатых ступеней системы «Saturn» будут мало отличаться от аналогичных характеристик Х-15.
Ступень S-IC имела бы такой же размах крыльев, как самолеты В-52 и С-133А (рис. 1.2; 1.3).
В таблице приводится некоторые данные многократно используемых крылатых носителей с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой и вертикальным стартом и горизонтальной посадкой.
| Вес, кг | Горизонтальный старт (см. рис. 19) | Вертикальный старт (см. рис. 18) |
| Полезная нагрузка | 13608 | 13608 |
| Вторая ступень: | ||
| конструкция | 12873 | 15603 |
| крыло | 3 175 | 3311 |
| шасси | 1361 | 1361 |
| Силовая установка | 3231 | 3402 |
| Оборудование | 1 588 | 1 588 |
| Невырабатываемое горючее | 907 | 1 043 |
| Возвращенная ступень | 23 125 | 26 308 |
| Вес в конце активного участка: | 36733 | 39 916 |
| топливо | 105 505 | 116573 |
| общий | 142 238 | 156 489 |
| Первая ступень: | ||
| конструкция | 32 659 | 48 100 |
| крыло | 14 970 | 19 051 |
| шасси | 4 082 | 5 670 |
| Силовая установка: | ||
| ракетная | 12 700 | 19 051 |
| турбореактивная | 10 450 | 15 195 |
| Оборудование | 1 361 | 1 361 |
| Невыработанное горючее | 4 990 | 7257 |
| Горючее для ТРД возврата | 9 072 | 13 150 |
| Возвращенная ступень | 90 284 | 128 840 |
| Вес в конце активного участка: | 232 522 | 285 329 |
| топливо | 346 317 | 566 091 |
| общий | 578 839 | 851 420 |
Обеспечение постоянной связи с орбитальной космической станцией, перевозки грузов и циклическая смена персонала потребуют частых полетов Земля -— Орбитальная космическая станция — Земля. Значительное снижение расходов на космические полеты может быть достигнуто путем применения многократно используемых крылатых космических систем.
Если в год потребуется перевезти 1000 пассажиров на орбиту и обратно с помощью ракеты-носителя «Saturn-IB» и космического корабля «Apollo», космическая система будет стоить 2750 млн. долл., т. е. 2, 75 млн. долл. за перевозку одного пассажира. Это составит около трети проектируемого годового бюджета NASA.
На рис. 1.10 показана трехступенчатая крылатая космическая система, полностью возвращаемая и многократно используемая, доставляющая на орбиту крылатый космический корабль с экипажем, пассажирами и грузом.
На рис. 1.11. показан гиперзвуковой самолет-носитель двухступенчатой космической системы. Система взлетает горизонтально, носитель возвращается на базу на турбореактивных двигателях. На рис. 1.12 показана вторая ступень системы—крылатый космический корабль, который будет весить 12, 7 т, включая экипаж из двух человек, 10 пассажиров и 3 т груза.
Для оценки и сравнения экономических характеристик многократно используемых космических систем и систем разового действия приведено сравнительное исследование четырех систем.
Космическая система I основана на принципе максимального использования существующих конструкций. Первая ступень—ракета-носитель «Saturn-IB», вторая ступень—космический корабль «Apollo» с малым аэродинамическим качеством при входе в атмосферу и использованием парашютов для торможения и посадки на Землю; экипаж шесть человек.
Космическая система II идентична системе I, но вместо корабля «Apollo» используется крылатый космический корабль на 10 пассажиров; экипаж два человека. Этот космический корабль является стандартной третьей ступенью космических систем II, III и IV, имеет аэродинамическое качество на гиперзвуковом режиме 2, а на дозвуковой скорости — 3, 5, посадку производит горизонтально. Максимальное торможение во время входа в атмосферу равно 1 g (см. рис. 1, 12).
Космическая система III—крылатая трехступенчатая полностью возвращаемая с горизонтальным взлетом. Все ступени производят горизонтальную посадку на аэродроме старта. Первая ступень в качестве основных имеет ракетные двигатели и дополнительно оборудована турбореактивными двигателями, которые используются при возвращении на аэродром старта. Вторая ступень совершает один оборот по орбите вокруг Земли, входит в атмосферу и производит посадку на аэродром старта.
Космическая система IV. Первая ступень имеет турбопрямоточные двигатели с добавленными к ним ракетными. Система во время полета в атмосфере собирает кислород для второй ступени.
Сравнительные характеристики стоимости четырех рассматриваемых космических систем (рис. 1.13а, 1.13б) рассчитаны на вычислительной машине.
Годовые расходы на запуск (пунктирная линия) включают все прямые расходы: на обслуживание всех ступеней, стоимость топлива, транспортировки, оплаты персонала, годовую стоимость содержания оборудования; кроме того, годовые расходы включают стоимость космических систем, которая для многократно используемых систем пропорционально распределена на десятилетний срок службы Суммарная годовая стоимость (сплошная линия) включает годовые расходы на запуск и расходы на научно-исследовательские работы, испытания, наземное оборудование и тренировку экипажа. График убедительно доказывает преимущество многократно используемых систем
Космическая система III по сравнению с системой I может дать ежегодную экономию от 2/3 млрд. долл. при перевозке 250 пассажиров до 2, 4 млрд долл при перевозке 1000 пассажиров в год.
Возвращаемая и многократно используемая крылатая космическая система III имеет большие потенциальные возможности перехода на более интенсивную программу космических перевозок. Программа в 100 полетов в год может быть увеличена до 200 полетов в год без увеличения числа космических аппаратов—путем перехода на трехсменную работу наземного персонала.
Многочисленные подробные исследования двухступенчатой системы обеспечения Орбитальной космической станции показывают, что самолет носитель первой ступени может быть оборудован либо ЖРД либо ВРД. Самолет с ВРД, имея возможность осуществлять маневренный полет на крейсерском режиме, обеспечит вывод второй ступени для встречи с космической станцией на большем числе смежных орбит.
Если силовая установка второй ступени состоит из ЖРД, взлетный вес первой ступени можно определить параметрическим расчетом второй ступени. На рис. 1.14 показано влияние удельного импульса и скорости полета при разделении ступеней на стартовый вес второй ступени, рассчитанной на вывод на орбиту полезной нагрузки 9100 кг. График показывает, что при современном состоянии техники скорость полета при разделении ступеней должна быть большой, чтобы стартовый вес второй ступени был приемлемым. Конструктивные усовершенствования, уменьшающие стартовый и инертный вес второй ступени, так же, как и улучшение ракетных характеристик, может снизить число Маха разделения ступеней.
На рис. 1.15 показано влияние на стартовый вес второй ступени удельного импульса и коэффициента инертного веса.
Стартовый вес всей крылатой космической системы можно определить, принимая приближенно стартовый вес второй ступени, равным 40% от веса всей системы. Следовательно, вторая ступень со стартовым весом 200 т потребует систему с общим стартовым весом 500 т.
Большая скорость разделения ступеней, более высокий удельный импульс и снижение инертного веса могут значительно уменьшить стартовый вес системы. далее
назад