Skip to content
 

Каким быть космическому кораблю XXI века? Часть 2.2

Начало читать здесь

 

А перед этим ещё советую прочесть предыдущие статьи серии:

1950-е – 1960-е годы. Ракета плюс гиперзвуковой планер. ч.1

1950-е – 1960-е годы. Ракета плюс гиперзвуковой планер. ч.2

Преимущества «идеальной» системы горизонтального старта очевидны. Это «врождённая» многоразовость всех или наиболее дорогостоящих элементов комплекса. Это потенциальная возможность использования разветвлённой аэродромной сети, что даёт не только экономию на строительстве и содержании специальных космодромов, но и резкое повышение выживаемости системы в кризисных условиях благодаря возможности быстрого перебазирования. Это уменьшение экологического ущерба на Земле и в космосе за счёт отсутствия или минимизации количества ненужных, выбрасываемых элементов (хотя вряд ли в 1960-е годы кого-то всерьёз занимали такие соображения).

Наконец, это более высокий уровень технической эффективности, связанный с полноценным использованием аэродинамической подъёмной силы на этапе выхода на орбиту. Впрочем, это утверждение действительно не всегда, о чем мы ещё поговорим.

Статья 2, окончание. 1960-е. Запад. Первая волна «полных многоразов»

Составные аппараты горизонтального старта. Америка и Европа, 1960-е годы.

В Соединённых Штатах исследования концепций многоступенчатых космических кораблей с горизонтальным взлётом и посадкой велись параллельно с аналогичными работами по системам с ракетным стартом.

«Маршалл»

В НАСА, в Центре имени Дж. Маршалла, в 1960-х годах изучали двухступенчатую схему для доставки на орбитальную станцию грузов и экипажей в количестве 12–14 человек. Разгонная и орбитальная ступени (орбитальная устанавливалась «на спину» разгонной) были внешне довольно схожи. Обе они, не являясь «несущими корпусами», имели фюзеляжи круглого сечения, близкие по диаметру. Длина первой ступени, разгонщика, должна была составить 53 м; вторая, «орбитер», была несколько короче. Высота состыкованной для старта системы составляла 19 м. Обе ступени имели обычного вида треугольное крыло практически одинакового размаха (40 м), но у космической ступени крыло располагалось внизу, а разгонная была высокопланом. Соответственно, вертикальные поверхности – наклонно отогнутые законцовки крыла – «смотрели в разные стороны»: у первой ступени вниз, у второй – вверх. Обе ступени пилотируемые и, конечно, используемые многократно.

Рассматривались разные варианты, в особенности это касалось первой ступени. Для неё предполагалась либо чисто жидкостно-ракетная основная двигательная установка, либо комбинированная – ЖРД плюс турбореактивные двигатели. Взлёт мог быть чисто самолётным, или могла быть использована ракетная тележка; в последнем случае аппарат мог иметь облегченное лыжное шасси, рассчитанное на посадочный вес пустой первой ступени (а не на полный взлётный вес заправленной двухступенчатой системы).

Тяга двигателей разгонщика в разных вариантах колебалась от 1360 до 1800 т. С «орбитером» определённости было больше: он должен был оснащаться ЖРД с общей тягой 454 т (миллион фунтов), последней работой которых была выдача тормозного импульса. Режим возвращения на Землю – планирующий полёт.

«Боинг»

Компания «Боинг» в эти годы рассматривала целую эволюционную линию космических транспортных систем будущего. Там получалось, что первым шагом должна стать вертикально-ракетная система с крыльями для возвращения. Параметры системы выглядели следующим образом: стартовая масса 1700 т, длина 82 м, размах крыла 42 м.

Далее, по мысли специалистов «Боинга», должны появится ракетные носители с горизонтальным взлётом. Наконец, в качестве высшей точки обозримого развития космических транспортов назывался носитель с воздушно-реактивными двигателями, доставляющий орбитальную ступень на высоту 30 км.

Что ж, вполне достоверная картина – с точки зрения последовательного достижения технической реализуемости этапов. Только эта картина предполагает, что общество настолько заинтересовано в освоении космоса, что с энтузиазмом выделяет на него почти неограниченные ресурсы. Например, по прикидкам «Боинга» один только пилотируемый самолёт-носитель должен был обойтись в 1 миллиард долларов «образца 1960-х годов». Однако в действительности оказалось, что у общества послеиндустриальной эпохи совсем другие приоритеты…

Тогда же «Локхид», в кооперации с тем же «Боингом», прорабатывал менее крупный двухступенчатый самолёт для вывода на орбиту 3 тонн груза и 10 пассажиров при экипаже из двух человек. Посадка обеих ступеней должна была проходить в режиме планирования, ресурс системы назначался в100 полётов (в другом варианте – 500).

Кроме США, из зарубежных стран в тот период наиболее определённо исследованием двухступенчатых космических систем занимались в Федеративной Республике Германии. Правительство этой страны в 1960-х годах финансировало четырёхлетнюю космическую программу, в которой участвовали ряд научных организаций, ВУЗов, а также известные авиастроительные компании «Бёльков», «Дорнье», «Хейнкель» и «Юнкерс». В числе объектов программы были и крылатые космические системы. Уровень финансирования был не слишком высоким – например, в 1964 году оно составило 120 млн марок, из них 18 млн – на космический самолёт. Соответственно, глубина работ ограничивалась уровнем бумажных расчётов и некоторыми экспериментами общего порядка.

«Юнкерс»

В ходе этих работ компания «Юнкерс» занималась проектом двухступенчатой системы горизонтального старта с параллельным расположением ступеней, в целом подобной американской системе «Астророкет», но, в отличие от последней, которая стартовала вертикально, «Юнкерс» планировал взлёт с рельсовой дорожки при помощи ракетной тележки. (Такой старт тяжёлого ракетного аппарата прорабатывался в Германии ещё в годы Второй мировой войны в рамках проекта «бомбардировщика-антипода», о котором у на речь ещё впереди).

Суммарный вес обеих лётных ступеней получался равным 200 т при полезной нагрузке 2,5 т, высота целевой орбиты – 300 км. Разделение происходило на высоте 60 км, которая достигалась через 2,5 мин. после старта; возвращение обеих ступеней происходило в режиме планирования. Летом 1965 года «Юнкерс» даже показывал модель своего корабля на авиакосмической выставке в Париже.

Фирма «Бёльков» рассматривала двухступенчатую крылатую ракетную систему с последовательным расположением ступеней.

Работы по ВКСу велись и в Великобритании, но их направленность была несколько иной. Там фирма «Бристоль Сиддли» прорабатывала концепцию космического самолёта для обслуживания орбитальной станции, находящейся на орбите высотой 320 км. Ключевым элементом проекта была комбинированная силовая установка, имевшая в своем составе турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Очевидно, эти исследования впоследствии привели к появлению известного проекта ХОТОЛ (HOTOL, Horizontal Take-Off and Landing – горизонтальный взлёт и посадка); но ХОТОЛ – это уже другой эпохи, из 1980-х годов, и потому в эту статью «не помещается».

Частное резюме №2

Как уже говорилось, все зарубежные изыскания 1960-х годов не пошли далее стадии предварительного рассмотрения концепций. Дело даже не в том, что для дальнейших, более «материальных» шагов не выделялись деньги. При имевшейся глубине проработок специалисты не могли прийти к важному принципиальному выводу: какой из многочисленных вариантов схем многоразовой транспортной системы может стать полезным дополнением к уже работающим обычным одноразовым ракетам-носителям.

Более того, оказалось, что нет однозначного ответа на вопрос о том, какой тип старта предпочтителен – горизонтальный или вертикальный. При пристальном изучении получалось, что для уровня развития техники рубежа 1960-х–1970-х годов в одних случаях лучше «вертикальная» система, а в других – «горизонтальная» (напомню: мы говорим о многоступенчатых многоразовых космических кораблях с горизонтальной посадкой ступеней).

Оказалось, например, что для систем с жидкостными ракетными двигателями (а в большинстве случаев исследовались именно такие) при стартовом весе в 450–500 т наступает «паритет возможностей» – горизонтальный и вертикальный старт примерно равноценны. При величинах полезной нагрузки до 13,5–18 т более лёгкими и, соответственно, более экономичными будут корабли с горизонтальным стартом, но с ростом заданной грузоподъёмности они теряют свои преимущества, и на первый план выходят «вертикальные» носители. Другими словами, если нам надо раз в месяц доставлять на орбитальную станцию 3–6 человек и 5–10 т топлива, оборудования и съестных припасов, то нам больше подойдёт разгонщик самолётной схемы. А когда речь зайдёт о монтаже новой станции из блоков весом по 25 тонн и больше, то тут более выгоден вертикальный старт.

Конечно, конкретные значения «пороговых» цифр меняются со временем. Совершенствуются двигатели, появляются новые материалы, а вслед за ними – новые конструктивные решения. Могут быть заданы разные значения кратности запуска, надёжности, могут допускаться компромиссы в части повторного использования составляющих элементов…

Выше мы рассматривали довольно узкую ситуацию: выбор между типом старта составной космической системы, все ступени которой оснащены ракетными двигателями. Но ведь в случае многоступенчатой космической системы не обязательно ограничиваться этой «ракетно-ракетной» альтернативой. Если у нас есть крылатая ступень, которая завершает свою работу в пределах атмосферы, то на неё можно поставить двигатель, использующий в качестве окислителя кислород окружающего воздуха. То есть воздушно-реактивный двигатель.

Преимущества такого варианта – при условии технической реализуемости – несомненны. Доля окислителя в общей массе заправленного в ракету топлива в несколько раз превышает долю горючего; в случае жидких кислорода и водорода эта разница особенно велика. Поэтому использование внешнего воздуха само по себе уменьшает вес заправки в несколько раз. Да, любой воздушно-реактивный двигатель (ВРД) значительно тяжелее ракетного со сходным значением тяги; но всё равно, даже при уровне весовой отдачи конструкций 1960-х годов, заправленная первая ступень с ВРД получалась принципиально более лёгкой, чем ракетная ступень.

К тому же воздушно-реактивные двигатели по самой своей природе являются многоразовыми. Их ресурс составляет многие тысячи часов, в то время как лучшие в этом смысле маршевые ЖРД едва дают единицы часов без капитального ремонта.

Далее. Никто всерьёз не рассматривал воздушно-реактивную ступень с вертикальным стартом. ВРД с тягой в несколько сот тонн, или даже более тысячи, никогда ещё не были разработаны, и не очень понятно, зачем бы их вообще надо было разрабатывать. А с меньшей тягой вертикальный старт невозможен. Значит, применение ВРД автоматически подразумевает горизонтальный старт и, следовательно, использование такого важного ресурса, как аэродинамическая подъёмная сила – об этом мы уже упоминали выше.

Наконец, носитель с ВРД позволяет производить пуски на большом, в тысячи километров, удалении от точки взлёта ¬– потому что в воздухе его держат крылья, а не реактивная струя, и сравнительно маломощные ВРД потребляют в несколько раз меньше горючего. Это – плюс с точки зрения эксплуатационных и тактических свойств.

Словом, преимущества очевидны – недаром специалисты «Боинга» в своих построениях поставили носитель с воздушно-реактивным двигателем на высшую ступень предсказуемого прогресса космических систем с двигателями на химическом топливе.

Но столь же недаром эта высшая ступень оказалась у «Боинга» наиболее отодвинутой в будущее. Ибо очевидны не только достоинства, но и трудности, стоящие на пути создания такой системы. Вот некоторые из них.

Ракетная ступень при старте проходит плотные слои атмосферы за единицы минут и поэтому не успевает сколько-нибудь значительно нагреться. У ступени с ВРД, напротив, весь полёт проходит именно в плотных слоях, и этап разгона длится несколько десятков минут. Это означает, что ключевое значение приобретает проблема кинетического разогрева конструкции. И, если мы хотим обойтись обычными авиационными конструкциями из жаропрочных сталей и титана, то нам при назначении скорости отделения орбитальной ступени от разгонной придется ограничиться числами Маха порядка 4–6. Расчеты же показывают, что теоретически оптимальная скорость разделения в 2–3 раза выше. Получается непростой выбор: или идти на качественное усложнение конструкции, или согласиться с уменьшением общей эффективности системы по сравнению с «идеальным» прообразом.

Другая трудность заключена в самом двигателе. Ведь сказать «ВРД» – это ещё почти ничего не сказать. Довольно давно стало ясно, что для разных диапазонов скоростей оптимальны – или даже вообще применимы – разные типы воздушно-реактивных двигателей. На скоростях до М = 4 лучшие результаты дают турбореактивные двигатели. При числах М от 3 до 6-7 хороши обычные прямоточные (ПВРД), далее, до М = 12 – гипрезвуковые прямоточные – ГПВРД. Ещё дальше просто нет надёжных данных.

Это означает, что, если мы всё же решимся достигнуть оптимальной скорости разделения ступеней, нам придется в общем случае делать силовую установку из всех трёх этих типов двигателей. Можно подумать, например, а комбинированном ТРД/ПВРД, но уровень техники 1960-х был очевидно недостаточен для создания работоспособной конструкции такого типа. Впрочем, тогда не было даже в опытных образцах ни ТРД для полетов с М = 4, ни ПВРД на 6-7 «махов»; а ГПВРД вообще никаких не было.

В целом получается, что система с авиационной разгонной ступенью будет значительно более сложной, степень технического риска при её создании весьма высока. Давая надежду на экономию при эксплуатации, в разработке она, скорее всего, будет дороже, потребует колоссального числа исследований, опытно-конструкторских проработок, испытаний агрегатов, моделей и прототипов. Сроки такой разработки будут очень велики, а их предварительная оценка – не очень достоверна.

Так что опять вряд ли можно говорить об универсальной применимости такой системы. Надо ли делать многоразовую авиационно-космическую систему, способную доставлять в космос 30-тонные модули орбитальной станции, если вся станция, по плану, будет состоять из шести модулей, а других столь крупных полезных нагрузок пока не предвидится? Нужна ли небольшая система для доставки экипажей, если она, по расчетам, окупится за 40 полётов при сегодняшних расценках, а менять экипажи на станции планируется не чаще четырёх раз в год? И так далее…

…К 1970-м годам стало приходить понимание, что тот технический максимум, который выглядит в данный момент достижимым, не может быть единственной основой для выбора идеологии оптимальной космической системы. Такая идеология определяется в значительной степени задачами, которые ставятся перед будущей системой, и для разных наборов задач оптимальными могут оказаться системы, построенные по принципиально различным схемам.

В наши дни, получив опыт эксплуатации системы «Спейс Шаттл», безусловно прогрессивной с технической точки зрения, мы опять подошли к необходимости переоценки программ создания космической техники. И такая переоценка, по-своему весьма драматичная, происходит в последние годы во всех традиционных космических державах. Одно из «свежих» её проявлений – российский конкурс на пилотируемый космический корабль следующего поколения.

Но это сегодня. А тогда, в 1960-х, разработчики верили, что баллистические одноразовые носители – это вынужденный первый этап, и будущее однозначно принадлежит многоразовым «самолётоподобным» космическим системам.

И в практическом освоении пути к этому будущему Советскому Союзу тогда удалось продвинуться даже немного дальше Америки. Об этом – в следующей статье.

Предыдущие статья серии:

1950-е – 1960-е годы. Ракета плюс гиперзвуковой планер. ч.1

1950-е – 1960-е годы. Ракета плюс гиперзвуковой планер. ч.2

1960-е. Запад. Первая волна «полных многоразов». ч.1

 

Ещё о космосе:

Прошло 30 лет, и нам опять хочется на Луну

Трудности и надежды «космического каботажа»

И снова здравствуйте

Мои поздравления Европейскому космическому агентству!

Просто помечтать, или кто кого обманет?

Кто кого обманет, вторая серия

В 90-е годы мы тоже создавали новую космическую технику

Ракета на заднем дворе

Полетел шестой турист, и вообще всё в порядке

Три романтики Байконура

Написать отзыв

CAPTCHA изображение
*