Антон Первушин – Битва за звезды: Космическое противостояние (страница 83)
Вначале предполагалось, что и орбитальная и разгонная ступени космического корабля будут заходить на посадку с помощью воздушно-реактивных двигателей. Однако некоторые специалисты, в том числе летчики-испытатели, утверждали, что заход на посадку лучше совершать на большой скорости без использования двигателей. Поэтому было принято решение предусмотреть возможность снятия ВРД с орбитальной ступени после окончания этапа летных испытаний.
Сразу отказаться от этих двигателей руководство НАСА не решилось ввиду недостаточного объема информации по этой проблеме.
В 1971–1972 годах в НАСА приступили к более тщательному изучению проектов транспортного космического корабля многоразового использования.
После одобрения президентом планов создания транспортного корабля и определения примерных ассигнований (5,5–6,5 миллиарда долларов) на шестилетний период разработки, в январе 1972 года были опубликованы снимки и описания конструктивных схем, рекомендуемых в качестве вариантов, на базе которых должно продолжаться проектирование транспортного корабля.
Общим для всех схем было применение орбитальной ступени многократного использования с одним внешним топливным баком, сбрасываемым перед возвращением в атмосферу.
Предлагались два основных варианта, различающихся по составу разгонной ступени: с ракетными двигателями на твердом топливе однократного применения и с жидкостными ракетными двигателями с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Предусматривалось спасение разгонных ступеней с ЖРД после приводнения их в океане и повторное использование после восстановления.
В проектах как с РДТТ, так и с ЖРД на разгонной ступени были применены схемы с параллельным (со старта) и последовательным включением главных двигательных установок.
В марте 1972 года НАСА вновь изменило свою точку зрения на принципиальную схему транспортного космического корабля и рекомендовало принять к разработке новую схему.
По этой схеме орбитальная ступень с треугольным крылом и кислородно-водородными ЖРД монтируется на внешнем топливном баке диаметром 9 метров и длиной 44 метра.
К баку крепятся два разгонных РДТТ, предусматривалось их спасение после приводнения на парашютах, восстановление и использование до 20 раз.
РДТТ отделяется на высоте около 40 километров. Запуск ЖРД главной двигательной установки орбитальной ступени производится со старта вместе с разгонными РДТТ. Предполагалось увеличение ресурса орбитальной ступени со 100 до 500 полетов.
Выдав нескольким фирмам задание на проектирование транспортного корабля, НАСА остановило свое внимание на проекте компании «Норт Америкен» и заключило с ней контракт на шесть лет, субсидировав 2,6 миллиарда долларов.
Тут надо отметить, что фирмы, участвующие в конкурсе по разработке лучшего проекта транспортного космического корабля, представили предложения, не имеющие принципиальных отличий, но при выборе фирмы было принято во внимание то обстоятельство, что «Норт Америкен» затребовала на разработку такого корабля почти на миллиард долларов меньше, чем планировалось НАСА (3,5 миллиарда долларов).
Согласно проекту, космический корабль состоял из орбитальной ступени, внешнего сбрасываемого топливного бака и двух разгонных РДТТ. Орбитальная ступень имела самолетную схему с треугольным крылом. Длина ступени — 33,5 метра, высота 16,7 метра, размах — 24 метра.
Центральная часть корпуса занята отсеком полезного груза размером 18,3 на 4,5 метра. В отсеке можно разместить груз массой до 29,5 тонны или 12 пассажиров.
В хвостовой части корпуса находятся двигатели различного назначения, а в носовой — кабина экипажа, рассчитанная на четыре человека. Кабина состоит из двух секций: верхней — для командира экипажа и второго пилота и нижней — для двух операторов, обслуживающих приборы управления механизмами грузового отсека и системы проверок полезного груза. Приборы и органы управления для командира и его помощника полностью дублированы.
Стыковочное устройство орбитальной ступени размещено в верхней носовой части фюзеляжа для обеспечения визуального наблюдения за стыковкой с космическими аппаратами и работой космонавтов за бортом. Кабина экипажа связана со стыковочным устройством шлюзовой камеры, которая идентична камере, в свое время разработанной для стыковки космических кораблей «Союз» и «Аполлон».
Топливный бак длиной около 57 метров, диаметром 7,9 метра и массой около 31,7 тонны содержит жидкие кислород и водород для питания основной двигательной установки орбитальной ступени. Бак изготавливается из алюминиевого сплава и имеет теплозащитное покрытие на основе полиуретана.
Разгонные двигатели на твердом топливе крепятся к топливному баку. Длина РДТТ — около 46 метров, диаметр — 3,96 метра, стартовая масса — 100 тонн, тяга — 1600 тонн.
РДТТ включаются на старте одновременно с двигателями главной двигательной установки орбитальной ступени. Предполагалось, что обнуление тяги РДТТ и их сбрасывание будут осуществляться на высоте около 40 километров. Корпуса РДТТ в процессе падения наберут скорость до 15001600 км/ч, после чего сработает система спасения, состоящая из 3–10 парашютов.
Главная двигательная установка орбитальной ступени включает три двигателя, работающие на жидких водороде и кислороде. В хвостовой части фюзеляжа, рядом с ЖРД главной двигательной установки, размещаются два ракетных двигателя системы орбитального маневрирования тягой.
Кроме того, с обеих сторон хвостовой части фюзеляжа над крылом пристыковывается по одному РДТТ системы аварийного спасения. Они сбрасываются на заданной высоте.
По условиям контракта фирма должна была к 1978 году разработать, испытать и поставить НАСА два летных образца орбитальной ступени, запасные части и некоторое вспомогательное оборудование.
На начальной стадии эксплуатации предполагалось осуществлять не более 10 запусков транспортного корабля в год, а затем — до 60 запусков ежегодно.
В конце 1972 года в результате пересмотра технических требований к транспортному кораблю было принято решение внести изменения в его конструкцию. Во-первых, с целью улучшения аэродинамических характеристик была изменена общая конфигурация корабля. Во-вторых, отказались от использования аварийных РДТТ и ВРД.
В связи с некоторым смещением орбитальной ступени к хвостовой части сбрасываемого топливного бака, длина которого сократилась в результате увеличения утла раствора носового конуса с 20 до 30°, общая длина корабля уменьшилась с 62,8 до 61,6 метра. Внесение изменений в разгонные РДТТ и в орбитальную ступень привело к некоторому увеличению массы корабля (до 2450 тонн) и тяги двигателей при старте. Длина разгонных двигателей увеличилась с 46 до 56,4 метра.
РДТТ имели систему управления вектором тяги, что позволило применять их в качестве аварийных, если основные ЖРД орбитальной ступени выйдут из строя в течение первых 30 секунд полета. В этом случае разгонные РДТТ обеспечат подъем орбитальной ступени на высоту около 4300 метров, откуда она сможет планировать на землю.
В орбитальной ступени было предложено переделать носовую часть, перенеся стыковочный блок за кабину экипажа.
При этом конструкция кабины стала частью общей конструкции фюзеляжа.
После внесения изменений общая длина орбитальной ступени увеличилась до 38,3 метра, а размах крыла — до 25,6 метра. Габариты отсека полезного груза остались прежними.
Схема полета на транспортном космическом корабле многоразового использования выглядела следующим образом.
Вначале включаются три основных ЖРД орбитальной ступени. Как только они разовьют полную тягу, включаются два разгонных РДТТ. После того как отношение суммарной тяги к стартовой массе превысит единицу, освобождаются узлы крепления корабля к пусковой установке, и он стартует.
Отделение разгонных РДТТ происходит через 120 секунд полета, после того как корабль совершит начальный маневр по тангажу. В это время скорость должна быть 15 001 550 м/с, а высота полета около 45,5 километра.
После сбрасывания разгонных РДТТ орбитальная ступень с топливным баком выходит на орбиту высотой 80–160 километров. Ориентирование осуществляется таким образом, чтобы обеспечивались наиболее благоприятные условия для входа в атмосферу сбрасываемого топливного бака.
Перед сбрасыванием бака оставшееся в нем топливо сливается за борт, а после сбрасывания в его носовой части включается тормозной двигатель, обеспечивающий сход бака с орбиты.
В это же время орбитальная ступень, используя бортовую систему маневрирования, отходит от сброшенного топлив ного бака и приступает к выполнению поставленных перед ней задач.
По завершении программы полета орбитальная ступень выходит на траекторию возвращения на Землю. Вход в атмосферу осуществляется при постоянном угле атаки 32° до тех пор, пока скорость аппарата не упадет до 7 Махов. Затем ступень совершает маневр относительно поперечной оси и переходит на планирующий полет.
На конечном участке входа в атмосферу, начиная с высоты 120 километров, орбитальная ступень имеет достаточный запас энергии, чтобы обеспечить номинальную поперечную маневренность в пределах 2000 километров.
Специалисты НАСА рассчитывали, что скорость захода на посадку и скорость приземления ступени будут почти такими же, как и у современных мощных реактивных лайнеров — в пределах 315 км/ч.