В этот день… №3-28 (1-10 августа)
Сюжеты обзора первой декады августа можно назвать «Истории с продолжением», а точнее «Продолжения историй». Историй о ракетопланах с несущим корпусом, о первой общеевропейской ракете-носителе, о лунных экспедициях миссии «Аполлон».
1 августа 1973 года — начало лётных испытаний экспериментального воздушно-космического аппарата Х-24В (США).
В августе 1964 года ВВС США объявили о начале программы «Старт» (START — Spacecraft Technology and Advanced Reentry Program). Эта программа должна была объединить все существующие проекты планирующих космических аппаратов. Она вобрала в себя результаты, полученные по программам ракетопланов Х-15 (обзор №1-02 16–30.11.2015) и Х-20 (обзор №2-32 11–20.09.2017) а также ряд работ по исследованиям входа головных частей баллистических ракет в плотные слои атмосферы.
Вскоре среди участников программы выделилась фирма «Мартин», разрабатывавшая проект космического челнока «СВ-5» (SV-5), который предназначался для перевозки экипажей и грузов на борт орбитальной станции и обратно на Землю.
КК SV-5 имел стреловидную лодкообразную форму и тупой нос почти сферического сечения. Три вертикальных стабилизатора имели рули направления. Управление тангажом осуществлялось элевонами, которые были дифференциально связаны для управления манёвром с креном.
На режимах входа в атмосферу использовались реактивные сопла.
По экономическим соображениям первые суборбитальные полёты планировалось осуществить на кораблях SV-5 уменьшенного размера весом от 200 до 900 кг, без системы спасения. Одновременно с гиперзвуковыми испытаниями моделей было решено проводить лётные испытания большого пилотируемого корабля SV-5 на устойчивость и управляемость на дозвуковых режимах и на отработку посадки.
Первый лётный эксперимент с беспилотной моделью SV-5D весом 405 кг был осуществлён 21 декабря 1966 года и закончился неудачей. Аппарат, запущенный по суборбитальной траектории с помощью РН «Атлас», после входа в атмосферу упал в океан, и спасти его не удалось.
Второй запуск, 5 марта 1967 года, также закончился неудачей. Только при третьем запуске, 19 апреля 1967 года, экспериментаторы получили свою обгоревшую модель. Несмотря на это, полученные результаты были вполне обнадёживающими. Космоплан, после отделения от носителя, достиг скорости 28157 км/ч без каких-либо серьёзных последствий. Во время снижения, на высоте 14000 метров скорость уменьшилась до М=2, раскрылся тормозной парашют. SV-5D приводнился и был подобран транспортным самолётом С-130.
Помимо беспилотного аппарата, фирма «Мартин» разработала ещё два варианта воздушно-космического самолёта: учебный SV-5J с воздушно-реактивным двигателем и пилотируемый SV-5Р для орбитального полёта. Была предпринята попытка связать дальнейшее развитие программы с проектированием орбитальной станции Manned Orbiting Laboratory (MOL), которую планировали вывести на орбиту в 1969 году.
В конце 1967 года произошли существенные изменения в программе «Старт», что привело и к изменениям обозначений разрабатываемых аппаратов. Так, SV-5D стал называться Х-23, а SV-5Р — Х-24.
В конечном виде экспериментальный аппарат Х-24А имел следующие характеристики: полная длина — 7,5 м; максимальный диаметр — 4,2 м; полная масса — 5192 кг; масса топлива — 2480 кг; тяга двигателя (Thiokol XLR11-RM-13) — 37,7 кН; компоненты топлива — жидкий кислород и спирт; время работы двигателя — 225 с.
Лётные испытания Х-24А продолжались с 17 апреля 1969 года по 4 июня 1971 года, всего состоялось 28 полётов. 18 полётов было осуществлено с запуском двигателя. Первый полёт с включением двигателя осуществили 19 марта 1970 г. Экспериментальный аппарат сбрасывался с самолёта-носителя В-52. В ходе лётных испытаний Х-24А достиг максимальной скорости в 1,6М и максимальной высоты в 21800 метров.
По результатам этих испытаний был построен экспериментальный воздушно-космический аппарат Х-24Б (X-24B), который должен был выйти на большие скорости и высоты с целью дальнейшего совершенствования аэродинамики и компоновки планера. Аэродинамическая концепция была изменена благодаря усилиям Лётно-Динамической Лаборатории военно-воздушных сил США (Air Force Flight Dynamics Laboratory). Характеристики Х-24Б: полная длина — 11,4 м; максимальный диаметр — 5,8 м; полная масса — 6258 кг; масса топлива — 2480 кг; тяга двигателя — 43,6 кН; время работы двигателя — 225 с. Кроме основного двигателя устанавливалось два специальных посадочных ракетных двигателя LLRV (тяга 1,77 кН).
Во время лётных испытаний, продолжавшихся с 1 августа 1973 года по 26 ноября 1975 года (64 полёта в атмосфере, из которых 12 планирующих; старт — с самолёта-носителя В-52) была достигнута скорость в 1,76М и высота в 22400 метров. Программа испытаний не была доведена до конца, поскольку как раз в то время была инициирована программа КК многоразового использования «Спейс Шаттл» и проект двухступенчатой аэрокосмической системы с вертикальным стартом «Х-24 плюс Титан III», который обсуждался на этом этапе, пришлось отложить.
В результате были остановлены не только лётные испытания X-24B, но и работы над двумя экспериментальными воздушно-космическими аппаратами X-24С, один из которых собирались снабдить парой прямоточных воздушно-реактивных двигателей, а другой — ЖРД XLR-99 (обзор №1-02 16–30.11.2015), оставшимся в наследство от ракетоплана Х-15. Конструкторы фирмы «Мартин» рассчитывали провести цикл испытаний этих аппаратов, включавший более чем 200 полётов, и достичь скоростей порядка 8М. Но 200 миллионов долларов, затребованные ими, так и не были никогда выделены.
До настоящего времени сохранился всего один аппарат программы — опытный образец Х-24В, выставленный в Национальном музее военно-воздушных сил США на авиационной базе Райт-Паттерсон.
4 августа 1967 года — на испытаниях европейской РН Europa 1 не включилась вторая ступень (ELDO).
Более года тому назад мы начали разговор о первой европейской РН «Европа-1» (Europa 1), а точнее, о её первом старте и о первой ступени, обещая раскрыть подробности других испытательных полётов и конструктивные особенности в последующих обзорах. Теперь это обещание постараемся выполнить, правда, только частично.
Первые два года испытания общеевропейской ракеты шли успешно. Испытывалась только британская первая ступень с макетами второй и третьей ступеней. Всё изменилось, когда дело дошло до испытания второй ступени. 4 августа 1967 года французская ступень Coralie просто не включилась. Повторные испытания в декабре 1967 года тоже нельзя назвать успешными. Первая и вторая ступени отработали по программе, но из-за неисправности программно-временного механизма макетная третья ступень со спутником не отделились от второй ступени.
Остановимся немного на особенностях ступени Coralie. Её основные технические характеристики: длина — 5,50 м; диаметр — 2,00 м; стартовая масса — 12 т; масса конструкции — 2,2 т; масса топлива — 9,8 т; двигательная установка — 4 ЖРД LRBA; топливные компоненты — НДМГ (горючее) и четырёхокись азота (окислитель); тяга двигателя в пустоте — 274,7 кН; удельный импульс — 2717 м/с; время работы — 104 с.
 |
|
Камера ЖРД LRBA: |
ЖРД LRBA представлял собой не самую передовую конструкцию даже для 60-х годов ХХ века. Двигатель был выполнен по вытеснительной схеме подачи топливных компонентов в камеру сгорания. Для работы системы вытеснения использовались продукты сгорания основных компонентов (НДМГ и АТ), сжигаемых в специальном газогенераторе и охлаждаемых водой. Газогенератор работал 70 секунд. Давление вытеснения в баках топливных компонентов — 1,96 МПа. Все камеры устанавливались шарнирно, с углом отклонения — ±12°. Для гидравлического привода системы отклонения камер был предусмотрен специальный ТНА. Рабочее тело турбины — генераторный газ.
ЖРД LRBA — модификация двигателя «Валуа» (Valois), разработанного Лабораторией баллистических и аэродинамических исследований для первой ступени РН «Диаман-В/Р-4».
Камера сгорания — одностенная, с корпусом из жаропрочной стали, с графитовой вставкой в горловине сопла и внутренним теплозащитным покрытием из циркона. Впрыск топлива в камеру осуществлялся через радиальные отверстия во внутреннем кольце смесительной головки; 295 пар отверстий для каждого компонента образуют смесительные элементы со столкновением струй. Часть расхода горючего выполняла функцию завесного охлаждения корпуса. Сопло — коническое.
Двигатель не только простой, о нём вполне оправданно можно сказать — примитивный. Тем не менее, первый старт с включением второй ступени не удался. Скорее всего, подвели клапаны в системе подачи топлива. Но неприятности со второй ступенью это просто мелочь, по сравнению с тем, что происходило при попытках запустить третью ступень, но об этом расскажем в других обзорах.
7 августа 1971 года — завершение полёта космического корабля «Аполлон-15» (США).
Миссия «Аполлон-15» (26.07 — 7.08.1971) отличалась от предыдущих существенными техническими новшествами. Ресурс КК «Аполлон» достиг 16 суток. Астронавты имели скафандры улучшенной подвижности, с ресурсом системы жизнеобеспечения (СЖО) до 9 часов 15 минут, что позволило находиться на Луне в течение 3-х дней. Экспедиция оснащалась четырёхколёсным электрокаром (LRV, ровер), способным перемещать астронавтов со скоростью до 16 км/ч, в радиусе до 9 м, преодолевая неровности рельефа в ±30 см и наклон поверхности до 20°.
Эти усовершенствования позволили экипажам заниматься реальной геологической работой. Место посадки лунного модуля было определено в районе Лунных Апеннин, где предполагалось обнаружить древнейшие (до 4,5 млрд. лет) минералогические образцы.
В состав экипажа КК «Аполлон-15» были включены: командир — Дэвид Скотт (кстати, геолог по своему университетскому образованию), пилот лунного модуля — Джеймс Ирвин, пилот командного модуля — Альфред Уорден.
Старт «Аполлона-15» состоялся в 13:34:00 UTC 26 июля 1971 года, всего на 0,187 секунды позже графика. Через 2 часа 50 минут и 1 секунду после старта с Земли, на втором витке, в районе Гавайских островов двигатель третьей ступени «Аполлона-15» был снова включён. Он проработал 5 минут 51 секунду и разогнал корабль до скорости 10,827 км/с. «Аполлон-15» перешёл на траекторию полёта к Луне. Примерно через 26 минут после этого астронавты начали манёвр перестроения отсеков и стыковки командно-служебного модуля с лунным модулем, который находился в верхней части третьей ступени. Перед началом манёвра «Аполлон-15» находился уже в 6767 км от Земли, а его скорость под действием земной гравитации упала до 7,674 км/с. Альфред Уорден, пилот командного модуля, пересев в левое, командирское кресло, в ручном режиме с помощью двигателей системы ориентации отвёл «Индевор» от третьей ступени и совершил переворот корабля на 180° со скоростью 2° в секунду. Для сближения он на 4 секунды включил двигатели ориентации. В момент стыковки скорость сближения «Индевора» и «Фалкона» составляла 0,03 м/с. После первого касания захвата не произошло, и тогда Уорден ещё на 1-2 секунды включил двигатели системы ориентации. Командно-служебный и лунный модули состыковались. После срабатывания четырёх пироболтов, с помощью которых лунный модуль крепился к третьей ступени, пружины оттолкнули от неё два состыкованных корабля со скоростью 0,25 м/с. Включение двигателей системы ориентации служебного модуля добавило к этой скорости ещё 0,12 м/с. Перестроение, стыковка и отход от третьей ступени продолжались чуть менее часа.
Полёт к Луне прошёл практически чисто, по плану. Через три дня корабль достиг окрестной Луны. Скотт и Ирвин посадили лунную кабину («Фалкон») в районе Моря Дождей. С некоторыми сложностями распаковали ровер и приступили к работе. Довольно быстро у транспортного средства отказала система поворота передних колёс, и пришлось приноравливаться управлять им только с помощью задних колёс. Несмотря на помехи, астронавты передвигались со скоростью до 14 км/ч. Это позволило им за три вылазки осмотреть довольно большой участок. Если максимальное удаление от лунной кабины составляло у Армстронга и Олдрина 60 метров, у Конрада и Бина — 420 метров, у Шепарда и Митчелла — километр, то Скотт и Ирвин уезжали от неё на пять километров.
В момент возвращения на Землю произошёл самый неприятный эпизод в полёте «Аполлона-15» — один из трёх парашютов не раскрылся. Скорость приводнения вместо 8,5 м/с выросла до 9,7 м/с и вызвала 16-кратную перегрузку.
А теперь о том, что могло быть в этом полёте, но так и не произошло. Летом 1967 года НАСА собрало в университете города Санта-Крус несколько ведущих учёных, изучавших Луну, которых попросили высказать своё мнение о наиболее эффективном транспортном средстве для передвижения по Луне. Мнения специалистов разделились. Одни рекомендовали маленький одноместный ракетоплан, другие — электромобиль. Прикидочные расчёты показывали, что ракетоплан весом около 200 кг сделать проще и стоить он будет дешевле. Компания «Белл Аэросистемс» сконструировала один такой аппарат, и в феврале 1968 года он проходил испытания в исследовательском центре НАСА Ленгли.
Другая известная компания «Норт Америкен» (North American) также проводила проектные работы по тематике пилотируемого лунного летательного аппарата LFV (Lunar Flying Vehicle). Он должен был переносить одного астронавта на расстояние от 3,2 (с грузом 167 кг) до 8,5 км (без груза) с максимальной скоростью 85 м/с. Максимальная взлётная масса аппарата — 618 кг. LFV был рассчитан на 30 посадок и взлётов. Срок хранения сухого аппарата составлял 90 суток, а в заправленном состоянии — трое суток. Массовый расход топлива оценивался в 136 кг на один полёт. Его можно было заимствовать из остатков, находящихся в баках посадочной ступени лунного модуля. В сравнении с ровером, не нуждающимся в дополнительных источниках энергии, кроме электрических батарей, LFV казался излишним потребителем драгоценной массы на лунной поверхности.
Несмотря на очевидные недостатки, фирма «Норт Америкен» в течение примерно 20 месяцев разрабатывала конструкцию ракетоплана и, прежде всего, ракетной двигательной установки. Она должна была включать в себя четыре дросселируемых ЖРД со следующими характеристиками: максимальная тяга — 490 Н; минимальная тяга — 81 Н; удельный импульс — 2855 м/с (на режиме минимальной тяги); степень расширения сопла — 40; давление подачи топливных компонентов — не более 1,5-1,9 МПа; время работы — один час; топливные компоненты — четырёхокись азота (окислитель) и аэрозин-50 (50% гидразина + 50% несимметричного диметилгидразина, горючее). Соотношение топливных компонентов могло изменяться отгорючее5горючеедогорючее1. Вытеснительный газ — гелий.
Но ракетоплану, предназначенному для перемещения по Луне, не суждено было взлететь. В августе 1969 года, после предварительной оценки проекта, от него отказались ещё до стадии изготовления аппарата в железе.
При подготовке материалов были использованы следующие источники:
- А. М. Первушин. Битва за звезды: Космическое противостояние. — М.: ООО «Издательство АСТ», 2003.
- В. П. Лукашевич, И. Б. Афанасьев. Космические крылья. — М.: ООО «ЛенТа Странствий», 2009.
- И. Б. Афанасьев, Д. А. Воронцов. Золотой век космонавтики: мечты и реальность. — М.: Фонд «Русские витязи», 2015.
- И. Б. Афанасьев, А. Н. Лавренов. Большой космический клуб. — М.: «РТСофт», 2006.
- А. В. Амброжевич. Развитие транспортных систем с ЖРДУ. — Харьков: Рукопись, 2007.
- Т. М. Мелькумов, Н. И. Мелик-Пашаев, П. Г. Чистяков, А. Г. Шиуков. Ракетные двигатели. — М.: Машиностроение, 1976.
- www.astronautix.com
| « | В этот день… №3-27 (21-31 июля) | В этот день… №3-29 (11-20 августа) | » |
