В этот день… №1-14 (16-31 мая)



Александр Грищенко Майские старты – так можно обозначить тематику сегодняшнего обзора. Первый старт международной исследовательской программы, первый старт двухступенчатой ракеты, первый старт первой американской орбитальной станции. Полет «Скайлэба» — это вообще история с продолжением. И продолжения обязательно последуют.
 

 
17 мая 1968 года американской ракетой-носителем «Скаут» (Scout, Западная Европа, США) был выведен на орбиту первый ИСЗ Западноевропейских стран «ИРИС» («ЕСРО-2В»).

Более 50-ти лет тому назад, 20 марта 1964 года, ряд стран Западной Европы образовал Европейскую организацию по космическим исследованиям (European Space Research Organization – ESRO), позднее преобразованную в Европейское космическое агентство (ЕСА). Целью этой организации было объединение усилий западноевропейских стран в создании и эксплуатации ИСЗ научного и хозяйственно-прикладного назначения.

Старт РН «Скаут»ИСЗ «ЕСРО-2В» («ИРИС») – первенец этой международной организации. Спутник имел массу 75 кг, высота корпуса (12-гранной призмы) – 0,85 м, максимальный поперечный размер – 0,76 м. Электропитание осуществлялось от солнечных батарей и никель-кадмиевых батарей. На орбите ИСЗ стабилизировался вращением, постоянная частота которого (15-40 об/мин) поддерживалась микродвигателями, работающими на сжатом азоте. Научные приборы (общей массой 21 кг) были разработаны в Великобритании, Нидерландах и Франции. Спутник предназначался для регистрации рентгеновского излучения и заряженных частиц. Высота орбиты в перигее – 322 км, в апогее – 1094 км, период обращения – 98,9 мин.

Поскольку своей подходящей ракеты у стран, входивших в организацию не было, обратились к США. Американцы имели отработанную ракету «Скаут», предназначенную для вывода лёгких ИСЗ различного назначения. История РН «Скаут» началась ещё до полёта первого спутника, в июле 1957 года. Необходим был дешёвый носитель для выполнения исследовательских задач, испытаний при возвращении из космоса в атмосферу и выведения лёгких спутников. Разработку РН вела Аэронавтическая лаборатория им. Лэнгли НАКА (дело происходило до преобразования НАКА в НАСА). Программа получила название «Scout» (букв. – разведчик). В начале 1959 года компания «Ченс Воут Эркрафт» (Chance Vought Aircraft) получила контракт на изготовлении ракеты.

Забегая вперёд, отметим, что ракета получилась удачная и её различные модификации использовались с 1960 по 1994 год. Стартовали «Скауты» с различных космодромов – с мыса Канаверал, Западного испытательного полигона США (Ванденберг), с итальянского морского стартового комплекса Сан-Марко. Около 90% пусков – успешные.

РН «Скаут» — многоступенчатая твердотопливная ракета. Стартовая масса – около 18 т, длина – 22,9 м, максимальный диаметр – 1,1 м. первая ступень оснащена РДТТ «Алголь» (Algol), вторая ступень – РДТТ «Кастор» (Castor) (с боевой ракеты «Сержант», Sergeant), третья ступень – РДТТ «Антарес» (Antares) , четвертая ступень – РДТТ «Альтаир» (Altair, обзор №1-09 1–15.03.2016).

РДТТ «Алголь I» фирмы «Эроджет» (Aerojet) имел следующие технические характеристики: тяга – 460 кН; время работы – 40 с; удельный импульс тяги – 2097 м/с; среднее давление в камере сгорания – 3 МПа; вес топлива – 8,6 т. Применялось смесевое топливо на основе полиуретана. Корпус и сопло двигателя были стальными (сопло – с графитовым вкладышем). Система регулирования – газовые рули.

На последующих модификациях двигателя («Алголь IIA») использовалось более калорийное топливо с большим удельным импульсом и новой конструкцией топливного заряда. Тяга доработанного двигателя – 509,6 кН, время работы – 66 с. Кроме того, стальное сопло заменили на пластмассовое. За счёт улучшения характеристик двигателя (и не только первой ступени) удалось повысить полезную нагрузку до 180 кг!

РДТТ «Кастор Е-2» фирмы «Тиокол» (Tiocol) имел тягу 275 кН; время работы – 27 с; удельный импульс тяги – 2197 м/с; вес топлива – 3,3 т. Применялось смесевое топливо на основе полибутадиена акриловой кислоты. Корпус двигателя и сопло — стальные.

РН «Скаут» ещё не раз будет упоминаться в последующих выпусках наших обзоров.


 

19 мая 1939 года были проведены официальные испытания двухступенчатой ракеты Р-3 с ПВРД (СССР).

Московский ГИРД занимался разработкой не только жидкостных ракетных двигателей и ракет с ними, но и другими перспективными двигательными установками. Профессором Б. С. Стечкиным в начале 30-х годов ХХ века была разработана теория воздушно-реактивных двигателей, и с 1931 года третья бригада ГИРДа занималась экспериментальными исследованиями прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).

Для выполнения этих задач в ГИРДе была построена испытательная установка — сверхзвуковая аэродинамическая труба ИУ-1. Первое испытание ИУ-1 состоялось 26 марта 1933 г. И вскоре после этого установка была подготовлена к исследованию на ней моделей ПВРД. Целью испытаний было «выявление и исследование процесса работы воздушно-реактивного двигателя на газообразном горючем». Для первых испытаний был выбран водород, воспламеняющийся в смеси с воздухом в очень широких пределах и имеющий самые большие скорости сгорания. 15 апреля 1933 г. состоялось первое испытание модели ПВРД на водороде. Оно продолжалось 5 мин. В выводах по результатам испытаний было сказано: «Первый запуск двигателя вполне оправдал теоретические предположения о реактивных двигателях на газообразном горючем». Этим испытанием было положено начало экспериментальным исследованиям воздушно-реактивных двигателей. В последующих опытах исследовалась работа двигателя при различном давлении в камере сгорания, изменявшемся от 0,2 до 0,42 МПа. Начиная с 9 июня 1933 г. при опытах на установке ИУ-1 осуществлялось измерение силы тяги, развиваемой двигателем.

Продувка ракеты с ВРД в аэродинамической трубе Механико-математического факультета МГУ им. М. В. ЛомоносоваУспехи первых экспериментальных исследований ПВРД дали возможность приступить к созданию и испытаниям их моделей в свободном полете, чтобы экспериментальным путём доказать принципиальную возможность создания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Была выдвинута и одобрена техсоветом ГИРДа смелая идея — разместить исследуемый двигатель в корпусе артиллерийского снаряда и провести испытания ПВРД на сверхзвуковой скорости.

Большое значение имел вопрос о выборе горючего для такой модели ПВРД. Рассмотрев большое количество горючих веществ, Ю. А. Победоносцев остановился на белом фосфоре. Вместе с тем было решено использовать в качестве горючего также и твёрдый бензин.

Для подготовки модели ПВРД к испытанию в полете был построен специальный переносной станок, в который устанавливалась вращающаяся камера сгорания ПВРД. 12 июля 1933 г. на подмосковном полигоне в Нахабино состоялись первые испытания работающей на фосфоре камеры сгорания во вращающемся ПВРД.
В июле было проведено 7 испытаний моделей ПВРД, в том числе два испытания двигателя ВРД-1 и одно испытание двигателя с конической камерой, работавших на этилене. Эти опыты показали возможность использования в ВРД не только водорода, но и углеводородного горючего. Вся вторая половина 1933 г. была посвящена подготовке к лётным испытаниям ПВРД, и в сентябре того же года воздушно-реактивные двигатели вышли на первые в мире испытания в полете.

Во время этих испытаний снаряды с ПВРД достигали дальности в 12 км. При испытаниях был получен КПД до 16%.

Соотношение сил тяги и сопротивление воздуха было примерно таково. По расчётным данным в момент вылета из ствола орудия при скорости 680 м/с снаряд испытывал сопротивление воздуха, равное 250 Н. Сила тяги ПВРД должна была достигать при этом 300 Н. Практически в момент вылета сопротивление снаряда с неработающим ПВРД составляло около 420 Н. Тяга ПВРД после вылета снаряда из орудия равнялась 230 Н. Следовательно, сила тяги компенсировала 60% сопротивления.

Главным результатом лётных испытаний было экспериментальное доказательство работоспособности ПВРД.
Надо отметить и ещё один факт исторического значения. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции 3-й бригады ГИРД были первыми реактивными двигателями, вторгшимися в область сверхзвуковых скоростей. Снаряды с ПВРД двигались со скоростью, в 2 раза превосходящей скорость звука. На такой скорости до тех пор не летала ни одна ракета в мире.

Все изложенные выше исследования снарядов с ПВРД проводил возглавляемый Ю. А. Победоносцевым коллектив 3-й бригады в составе: М. С. Кисенко, Л. Э. Брюккер, И. А. Меркулов, О. С. Оганесов, А. Б. Рязанкин, А. Г. Саликов, Г. В. Шибалов.

Ракета Р-3Проведённые экспериментальные исследования, подтвердив работоспособность ПВРД, в то же время показали, что эти двигатели развивают тягу сравнительно небольшой величины, не достигающей величины силы сопротивления воздуха, испытываемого снарядом. Естественно, возник вопрос, а может ли прямоточный ВРД развить тягу, превосходящую лобовое сопротивление, которое испытывает корпус двигателя, одетый в удобообтекаемый кок. Может ли ПВРД сообщить ускорение летательному аппарату? Это предстояло решить на следующем этапе исследований.

Для решения вопроса о возможности создания ПВРД, развивающего тягу, превышающую лобовое сопротивление, которое испытывает корпус двигателя, и способного сообщить ускорение летательному аппарату, инженер И. А. Меркулов стал исследовать термодинамический цикл ПВРД и в качестве первого вывода установил, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель, работающий по правильному циклу Брайтона, т.е. с горением при р=const, не может развить тягу, существенно превосходящую лобовое сопротивление, испытываемое корпусом двигателя. Это происходит потому, что для сохранения постоянного давления вдоль камеры сгорания необходимо увеличивать площадь её поперечного сечения пропорционально росту температуры. И с повышением температуры вместе с увеличением тяги увеличивается и мидель, а следовательно, и величина лобового сопротивления двигателя. Однако этот негативный вывод не остановил И. А. Меркулова. Им было установлено, что если пойти на заведомое снижение термического КПД цикла, осуществляя сжигание горючего при понижающемся давлении, то можно ценою потери некоторой величины тяги значительно сократить габариты двигателя и, следовательно, уменьшить его лобовое сопротивление. Естественно, встал вопрос, в какой мере следует сокращать радиальные размеры камеры сгорания ПВРД. Надлежало выбрать такие габариты двигателя, при которых свободная тяга, т.е. разность тяги двигателя и лобового сопротивления, имела бы наибольшее значение.

В результате анализа тепловых циклов ПВРД были определены оптимальные параметры двигателя, при которых он может развивать силу тяги, значительно превосходящую его лобовое сопротивление. На основании этих теоретических исследований группа работников Реактивной секции Стратосферного комитета ЦС Осоавиахима спроектировала в 1936 г. опытные образцы воздушно-реактивных двигателей. Вся работа по исследованию и проектированию ПВРД проводилась в Стратосферном комитете в общественном порядке энтузиастами ракетной техники. Все расчёты при исследовании циклов ПВРД выполнили А. Д. Меркулова и М. А. Меркулова. В разработке конструкций участвовали О. С. Оганесов, Л. К. Баев, Л. Э. Брюккер, М. А. Меркулова, А. Ф. Нистратов, Б. Р. Пастуховский и др.

Первые испытания ПВРД было решено провести на ракете. Поэтому конструкторы спроектировали ракету, в корпусе которой помещался ПВРД. В верхней части корпуса ракеты между стенками диффузора и коком было оставлено место для размещения парашюта и полезного груза. В первом проекте для разгона ракеты с ПВРД в камере сгорания размещался пороховой заряд и при старте двигатель должен был работать как ракетный двигатель твёрдого топлива. Затем был разработан проект двухступенчатой ракеты. В качестве первой ступени была применена пороховая ракета, а в качестве второй ступени — ракета с ПВРД.

Поддержка видными специалистами проекта ракеты с ПВРД открыла путь к претворению его в жизнь, и в 1937 г. на заводе «Авиахим» в Отделе специальных конструкций (ОСК), руководимым А. Я. Щербаковым, начались работы по созданию ракет с ПВРД. Сначала там были спроектированы две модели ПВРД, предназначенные для исследований процессов, протекающих в прямоточных воздушно-реактивных двигателях. Затем, чтобы возможно быстрее решить поставленную принципиальную задачу, была спроектирована ракета, обозначенная индексом Р-3. В качестве горючего для её двигателя применили твёрдые шашки, состоящие из смеси алюминиевого и магниевого порошков с некоторыми другими веществами. Цилиндрические шашки со сквозным каналом в центре помещались в камере двигателя. В ракетах применялись шашки горючего двух типов. Одни из них, изготавливаемые химиком МГУ В. А. Абрамовым, состояли из порошка алюминия и магния, скреплённого органическим связующим. Эти шашки были весьма прочными и равномерно горели в камере двигателя. Теплотворная способность горючего вещества, из которого изготовляли шашки, была равна 35200 кДж/кг. Воспламенение топлива производилось с помощью чёрного пороха, поджигаемого стапиновым шнуром. Полный вес помещаемых в двигателе двух шашек составлял 2,1 кг, время горения равнялось 8 с. Шашки другого типа изготовлялись в Московском химико-технологическом институте им. Д. И. Менделеева под руководством научного сотрудника Дергунова. Они получались путём спрессовывания под большим давлением алюминиевого и магниевого порошков. Для интенсификации процессов горения и увеличения тяги двигателя в эти шашки добавлялось некоторое количество окислителя (бертолетовой соли).

Испытания ракет Р-3 проводила бригада в составе: инженера И. А. Меркулова, механиков П. В. Карева и И. А. Парного, моториста В. Н. Акатова и химика В. А. Абрамова. Для проведения лётных испытаний было изготовлено 16 ракет. Технические характеристики ракет 1-й серии были следующие вес пороховой ракеты 3,8 кг, вес пороха 1,4 кг, максимальная тяга 4500 Н, средняя тяга 1180 Н, время горения пороха 2,24 с, вес ракеты с ПВРД 4,5 кг, диаметр ракеты с ПВРД 121 мм, полный начальный вес двухступенчатой ракеты 8,3 кг.

В феврале 1939 г. начались испытания ракет с ПВРД в полете. Запуск ракеты в воздух производился из пускового станка вертикально вверх. На первых испытаниях отрабатывались старт ракеты, расцепка ступеней, зажигание топлива в ВРД. Первый успешный полет ракеты с ВРД, когда было отчётливо установлено увеличение скорости ракеты благодаря работе ВРД, произошёл 5 марта 1939 г. Через два месяца — в первых числах мая, состоялись испытания на которых присутствовали начальник ОСК А. Я. Щербаков, руководители Отдела изобретений завода: В. В. Кольцов, П. М. Блайман и другие сотрудники завода.

Официальные испытания ракеты с ВРД состоялась 19 мая 1939 г. В ракете были установлены топливные шашки, изготовленные в Институте им. Д. И. Менделеева. При включении зажигания ракета вылетела из станка и пошла вверх. Присутствующим при испытании был отчётливо виден успешный полет первой в СССР двухступенчатой ракеты.

За время работы первой ступени ракета достигла скорости 200 м/с, поднявшись на высоту 250 м, после чего первая ступень отделилась от второй. От момента окончания горения пороха до включения воздушно-реактивного двигателя прошло 2,5 с. За это время ракета прошла путь 375 м, поднявшись на высоту 625 м, а её скорость понизилась до 105 м/с. При этой скорости произошло включение ПВРД, который работал 5,12 с. К концу работы двигателя ракета поднялась на 1317 м, достигнув скорости 224 м/с. После выгорания топлива ракета 6,06 с летела вверх, поднявшись на 1808 м. К концу работы двигателя величина избыточной тяги, т.е. разность между тягой и лобовым сопротивлением, достигла 200 Н, коэффициент тяги при этом составлял 0,7. За весь период полёта ракеты с работающим ПВРД среднее положительное ускорение её полёта составило 23 м/с2. Этими испытаниями была практически доказана возможность создания ПВРД, способного развивать тягу на дозвуковых скоростях, превосходящую лобовое сопротивление и даже сумму сил лобового сопротивления и веса. Так завершился второй этап труда советских учёных и конструкторов по созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей.


 

25 мая 1973 года первый экипаж орбитальной станции (ОС) «Скайлэб» (Skylab) (Ч. Конрад (Charles Conrad) — командир, П. Вейц (Paul Weitz) — второй пилот, Дж. Кервин (Joseph Kerwin) — врач-астронавт) стартовал в космос и прибыл на ОС (США).

Старт двухступенчатой РН «Сатурн-5» с ОС «Скайлэб» (14.05.1973)Американская орбитальная станция «Скайлэб» была создана в 60-е годы ХХ века – в период подъёма энтузиазма, связанного с пилотируемыми космическими полётами. Этот энтузиазм был вызван подготовкой и успешным выполнением программы посадки на Луну. Специалистам НАСА будущее представлялось эрой расцвета космических исследований. Предполагалось, что эти исследования займут ведущее место среди других престижных задач в области науки и техники и что для их осуществления будут выделяться ежегодно большие финансовые средства. Были начаты серьёзные конструкторские проработки больших космических станций, которые, как ожидалось, позволят создать обитаемую научную базу на Луне, а при использовании ядерной энергетической установки осуществить полёты человека на Марс. Но война во Вьетнаме и большие финансовые затраты на её ведение существенно повлияли на экономику США. ОС «Скайлэб» и космический транспортный корабль многоразового использования «Спейс Шаттл» (Space Shuttle) — единственное, что осталось от первоначально намеченной после завершения программы «Аполлон» (Apollo) обширной программы работ в области космических исследований. Предполагалось, что полёт ОС «Скайлэб» даст США необходимый опыт эксплуатации большой станции, причём благодаря использованию оставшегося от разработанного в рамках программы «Аполлон» оборудования этот опыт будет приобретён ценой минимальных финансовых затрат.

ОС «Скайлэб» в полёте (хорошо виден установленный астронавтами экран)Орбитальный блок космической станции «Скайлэб» был создан на базе третьей ступени S-4B РН «Сатурн-5» (Saturn). Её водородный бак был переоборудован в просторное двухэтажное помещение для трёх человек. В нижней части станции размещён бытовой отсек с помещениями для отдыха, приготовления и приёма пищи, помещением для сна и личной гигиены. Выше расположен лабораторный отсек. Полный внутренний объём ОС «Скайлэб» с пристыкованным к ней модифицированным основным блоком КК «Аполлон» — около 330 м3. Масса выведенной на орбиту станции равна 77 т, а масса станции вместе с пристыкованным кораблём – 90 т. Длина станции с кораблём примерно 35 м, максимальный диаметр 6,6 м.

ОС «Скайлэб» с транспортным кораблём «Аполлон»Вода, пища и одежда в количестве достаточном для всех девяти астронавтов трёх запланированных на станцию экспедиций, перед запуском были запасены в специальных контейнерах. Вода находилась в резервуарах, размещённых в верхней части станции, пища хранилась в шкафах для пищевых продуктов, холодильниках и в морозильных камерах, также размещённых в верхней части станции и в помещениях для отдыха, приготовления и приёма пищи. Снаружи на станции смонтированы две большие панели солнечных батарей (СБ), которые во время выведения станции на орбиту в сложенном состоянии прижаты к корпусу. С внешней стороны станция окружена тонким алюминиевым экраном цилиндрической формы, который после выведения на орбиту с помощью специальных рычагов должен отодвигаться от поверхности станции и, находясь от неё на некотором расстоянии, защищать корпус от ударов микрометеоритов и от воздействия солнечного излучения.

Жилой и приборный отсеки ОС «Скайлэб»В головной части орбитального блока станции размещены отсек оборудования, шлюзовая камера и причальная конструкция, предназначенная для стыковки КК «Аполлон» с ОС. На самом верху станции размещался прибор для наблюдения за Солнцем – комплект астрономических приборов АТМ (Apollo Telescope Mount).

14 мая 1973 года станция без экипажа была выведена на околоземную орбиту. Примерно через минуту после старта скоростным напором был повреждён теплозащитный экран и не раскрылась одна из панелей солнечной батареи.

Запуск первой экспедиции на станцию, намеченный на 15 мая был перенесён на 20 мая из-за неполадок в системе электропитания станции. Затем запуск снова перенесли на 25 мая в связи с необходимостью выяснения возможности установить новый теплозащитный экран для поддержания нормальной температуры внутри станции, которая, из-за повреждения основного экрана, поднималась до 53 °С! Хотя комплект астрономических приборов (АТМ) нормально отошёл от корпуса станции и занял нужное положение, раскрыв панели собственных четырёх солнечных батарей, вырабатываемая электрическая мощность была существенно меньше расчётной.

Первый экипаж «Скайлэба» - Кервин, Конрад и Вейц (Joseph Kerwin, Charles Conrad and Paul Weitz)Через 7,5 часов после старта КК «Аполлон» подлетел к ОС и совершил инспекционный облёт вокруг неё. Астронавты подтвердили, что одна панель СБ полностью отсутствует, а вторую заклинило куском сорванного противометеоритного экрана. При облёте станции на минимальной дистанции, второй пилот Вейц, которого подстраховывал Кервин, высунулся из люка, держа в руках специальные, закреплённые на длинной ручке ножницы. Операция, разумеется, проводилась в скафандрах. Но раскрыть заклинившуюся панель не удалось – она не двигалась. Попытки пристыковаться к станции также закончились неудачей. Астронавты снова надели скафандры и, выйдя в космос, устранили причину неполадок в стыковочном устройстве. После проведения стыковки, первую ночь экипаж провёл на борту «Аполлона». На следующий день астронавты вошли в помещение станции. Условия там были некомфортные, но терпимые.

Первое время экипаж занимался установкой на станции теплозащитного экрана типа «зонт», который был развернут на перегреваемой стороне станции. Это позволило снизить температуру внутри отсеков. Поскольку в помещении для сна на борту станции было слишком жарко, астронавты спали внутри причальной конструкции, у которой сохранился теплозащитный экран.

В связи с острой нехваткой электроэнергии на борту станции невозможно было проводить полноценную научную программу, поэтому и в начале июня попытки раскрыть СБ продолжались.


 

При подготовке материалов были использованы следующие источники:

  1. С. П. Уманский. Ракеты-носители. Космодромы. – М.: «Рестарт+», 2001.
  2. Космонавтика. Энциклопедия. – М.: «Советская Энциклопедия», 1985.
  3. Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев, И. А. Меркулов. Развитие прямоточных воздушно-реактивных двигателей в СССР. – В кн.: Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. – М.: Наука, 1981.
  4. К. Гэтланд и др. Космическая техника. – М.: «Мир», 1986.
  5. Э. Бэлью, Э. Стулингер. Орбитальная станция «Скайлэб» США, 1973. Под ред. д-ра физ.-мат. наук Г. Л. Гродзовского. – М.: «Машиностроение», 1977.

 


« »



Оставьте свой комментарий

Вы должны быть авторизованы чтобы оставлять комментарии.

Рейтинг@Mail.ru