WalkInSpace.ru - Описание аппаратов Х-33 И «VENTURESTAR»
Главная Новости Форум Поиск



Авиационно-космические системы США

<<<Назад Страница 60 Далее>>>

Описание аппаратов Х-33 И «VENTURESTAR»

Идея создания МТКС по схеме несущего корпуса в комплектации с двигателями LA (Linear Aerospike) с линейным центральным телом и металлической теплозащитой была выдвинута фирмой «Lockheed Skunk Works» еще в 1992 г. В последующем и особенно на этапе эскизного проектирования в рамках программы RLV первоначальный облик и характеристики предложенной транспортной системы претерпели некоторые изменения.

К началу непосредственных работ по опытному прототипу новая МТКС, получившая собственное имя «VentureStar» («Звезда предприятия»), приобрела более плавные обводы верхней части фюзеляжа, сохранив при этом треугольную форму в плане. Помимо двух стабилизаторов для управления изделием и увеличения путевой устойчивости было предложено использовать двухкилевое вертикальное оперение. В целях повышения управляемости при гиперзвуковом полете в нижней части корпуса предусматривались два балансировочных щитка.

Аэродинамическое качество системы «VentureStar» на гиперзвуковых скоростях оценивается в 1,2, при дозвуковом режиме в 4,5 с максимальным коэффициентом подъемной силы 0,9. При возвращении на Землю с полезным грузом скорость захода на посадку будет снижена до 380 км/ч, а скорость в момент касания составит 300 км/ч, что примерно на 90 км/ч меньше скорости посадки корабля МТКС «Спейс Шаттл»

Аппарат Х-33, представляя собой уменьшенную в масштабе 53% копию МТКС «VentureStar», имел аналогичные форму и компоновку. Высота прототипа составляла 20,7 м,. поперечный размер — 23,1 м; стартовая масса определилась 131 т, а масса конструкции — 37 т. (Примечательно отметить, что в аванпроекте, с которым компания «Lockheed Martin» победила в конкурсе, две последние характеристики имели значения 124 т и 28 т соответственно.) Двигательная установка аппарата Х-33 комплектовалась двумя кислородно-водородными двигателями XRS-2200 LA тягой по 93 т, тогда как в составе МТКС «VentureStar» планировалось применять семь таких ЖРД.


Аппараты Х-33 и VentureStar в сравнении с МТКС «Спейс Шаттл»

Внутренняя компоновка аппарата Х-33 предполагала переднее расположение бака окислителя вместительностью 82 т жидкого кислорода. Изготовленная из алюминиевого сплава двухдольная емкость массой 2,5 т имела длину 7,9 м, ширину 5,7 м и высоту 3,6 м. В составе МТКС «VentureStar» предполагалось применять бак, изготовленный из композитных материалов.

В центре аппарата Х-33 располагался отсек полезного груза диаметром 1,2 м и длиной 3,3 м, в нем планировалось размещать электронное оборудование: три БЦВМ, системы связи, наведения, энергообеспечения и прочее. Выполненный из титанового сплава отсек массой 136 кг представлял собой съемный элемент конструкции. В отношении будущей МТКС подобное решение позволит проводить предстартовую подготовку предназначенных к выведению объектов параллельно и независимо от работ по обслуживанию всего изделия.

По обеим сторонам аппарата находятся баки жидкого водорода, которые будут воспринимать основную нагрузку от тяги, создаваемой маршевыми ЖРД. Изготовленные фирмой «Alliant Techsystems» из графито-эпоксидного материала баки массой по 2080 кг каждый рассчитаны на размещение по 110 тыс. л компонента. Столь крупные резервуары для криогенных жидкостей из композитных материалов еще не создавались.

Баки горючего стали наиболее сложными для разработки элементами конструкции аппарата Х-33. Именно из-за проблем, возникших при их изготовлении, сначала были перенесены сроки проведения демонстрационных полетов изделия, а затем после разрушения при стендовых испытаниях в конце 1999 г. одного из баков был поднят вопрос о закрытии программы.

Нижними днищами баки горючего опираются на раму крепления маршевых ЖРД. Криогенные двигатели RS-2200 фирмы «Rocketdyne» являлись одним из основных элементов аппаратов Х-33 и «VentureStar», благодаря которым предполагалось обеспечить высокие энергетические характеристики этих транспортных систем. Каждый такой ЖРД оснащен 20 камерами сгорания прямоугольного сечения, которые располагаются в два ряда по 10 камер в основании линейного центрального тела V-образного профиля. Формирование потока в подобных двигателях осуществляется, с одной стороны, профилированным скатом центрального тела, а с другой — внешним давлением атмосферы, что автоматически обеспечивает оптимальную степень расширения отбрасываемой струи.

За счет плотной компоновки силовых установок, состоящих из таких ЖРД, существенно уменьшаются габариты хвостового отсека. Кроме того, если обычные ЖРД крепятся на тяжеловесных ферменных рамах, приводящих к точечной передаче нагрузок от тяги на корпус, то для монтажа двигателей типа LA применяются более простые конструкции прямоугольной формы, более соответствующей обводам фюзеляжа аппарата Х-33. В результате удается обеспечить более равномерное нагружение и тем самым снизить прочностные требования к изделию.

Управление аппаратами Х-33 и «VentureStar» по тангажу и крену должно осуществляться за счет изменения тяги верхних и нижних камер сгорания двигателей LA, а в плоскости рыскания путем дросселирования тяги крайних ЖРД. Отсутствие в конструкции такой силовой установки карданных подвесов, поворотных механизмов и гибких магистралей снижает ее вес, одновременно повышая надежность.

К проектированию ЖРД с центральным телом фирма «Rocketdyne» приступила в середине 1960-х годов; тогда ею был разработан двигатель с тороидальной камерой сгорания. Позднее такие ЖРД предлагалось использовать на орбитальных кораблях МТКС «Спейс Шаттл», но из-за высокого технического риска этот вариант оказался неприемлемым.

При относительно низком давлении в камере сгорания (158 кг/см2) штатные двигатели RS-2200, которые создавались для МТКС «VentureStar», должны были иметь тягу 195 т на уровне моря и 224 т в вакууме, удельный импульс в соответствующих условиях 347 с и 455 с; тяговооруженность ЖРД оценивалась в 84.

Для аппарата Х-33 фирма «Rocketdyne» создала опытные двигатели XRS-2200, отличающиеся пониженным значением давления в камере сгорания. В результате чего их тяга снизилась до 93 т, а тяговооруженность до 35. Характерной особенностью конструкции этих ЖРД является использование тур-бонасосного агрегата с двигателей J-2, применявшихся на ракетах «Сатурн».

В период с сентября 1999 г. по май 2000 г. на технической базе Центра Стенниса было выполнено 20 стендовых запусков опытного образца двигателя XRS-2200, большая часть из них прошла успешно. В феврале 2001 г. начались испытания сборки двух летных образцов ЖРД. Однако уже в марте после объявления NASA о прекращении финансирования проекта Х-33 дальнейшая отработка двигателей была приостановлена.

Тем не менее представителям Центра Стенниса и компании «Rocketdyne» удалось убедить руководство NASA в целесообразности продолжения испытаний. Из бюджета новой технологической программы SLI, предусматривавшей создание элементной базы для перспективных МТКС (ее описание см. ниже), на проведение трех запусков спаренных ЖРД было выделено 3,8 млн долл. Основной задачей этих экспериментов стала оценка работоспособности электромеханических приводов, которые фирма «Rocketdyne» применила в своих изделиях. Оговоренные новым соглашением испытания были успешно осуществлены в июле—августе 2001 г. Наиболее сложным и продолжительным стал третий запуск, когда ЖРД проработали 90 с практически на номинальном уровне тяги — 85%.

Другим инновационным элементом аппарата Х-33 явилась металлическая теплозащита, которая по сравнению с традиционными керамическими покрытиями имеет лучшие эксплуатационные характеристики. Использование теплостойких металлов стало возможным благодаря аэродинамической форме несущих корпусов, снижающей тепловые нагрузки при входе в плотные слои атмосферы.

В качестве разработчика системы теплозащиты была выбрана фирма «Rohr», позднее вошедшая в состав компании «BFGoodrich Aerospace». Для носка и передних кромок ею было создано углерод-углеродное покрытие с повышенной стойкостью к окислению ORCC (Oxidant Resistant Carbon Carbon). На нижней поверхности, где температура достигнет 700— 1000 °С, предлагалось монтировать плитки из никелевого сплава Inconel-617, а на участках с нагревом до 700 °С покрытия из титанового сплава Ti-1100. Верхнюю поверхность с незначительными тепловыми нагрузками планировалось закрывать обычными изоляционными панелями, а некоторые элементы конструкции, например аэродинамические рули, просто изготавливать из титана.

В связи с высокой теплопроводностью металлических покрытий (температура на их внутренней поверхности будет около 180 °С) и для облегчения монтажа плитки должны были крепиться на специальных подставках. На ранних этапах проектирования образовавшийся между ними и фюзеляжем зазор в 10 см предлагалось заполнять дополнительным изоляционным материалом. Удельная масса созданной теплозащиты без учета элементов ее крепления составила 4,8 кг/м2.

Квалификационные испытания теплозащитных покрытий аппарата Х-33 были выполнены осенью 1998 г. в Центре Лэнгли. Испытывавшиеся образцы подвергались нагреву до 1093 °С.

Успешная разработка двигательной установки и теплозащиты не спасла программу Х-33 от закрытия. Наиболее серьезные проблемы, как уже отмечалось, возникли при создании композитных баков водорода, из-за которых неоднократно срывались сроки начала испытательных полетов аппарата. Вначале 1999 г. при проверке только что изготовленных летных образцов баков в одном из них было обнаружено обширное отслоение внешнего покрытия от сотового наполнителя стенки. Выявленный дефект тогда удалось устранить, и работы продолжились.

Однако контрольные испытания на отрыв внешней оболочки показали, что прочностные характеристики применяемого клеевого состава на 25% ниже расчетных. Поскольку качественно улучшить показатели адгезионного слоя в течение непродолжительного времени не представлялось возможным, то запас прочности бака был снижен до 1,25.

Более того, по результатам анализа технологических процессов изготовления баков и реально достигнутых прочностных показателей было сделано заключение о том, что увеличенные вдвое аналоги для системы «VentureStar» в ближайшие годы изготовить не удастся. Поэтому компания «Lockheed Martin» была вынуждена принять решение об использовании на будущей МТКС баков горючего из традиционных алюминиевых сплавов. Такое изменение в проекте потребовало для обеспечения заданной грузоподъемности системы увеличения бортового запаса топлива и, следовательно, пересмотра ее внутренней компоновки.

В итоге общая схема МТКС «VentureStar», масса которой возросла до 1500 т, существенно изменилась. Если ранее по внешнему облику она была практически идентична аппарату Х-33, то теперь отсек полезного груза предлагалось размещать не внутри корпуса, а на верхней поверхности фюзеляжа, отказавшись при этом от вертикальных килей. Для управления системой по рысканию должны были применяться вертикальные законцовки стабилизаторов. По сравнению с исходным проектом площадь последних была существенно увеличена с тем, чтобы они могли обеспечить свыше 50% подъемной силы изделия.

Произошедшее при квалификационных испытаниях в ноябре 1999 г. разрушение летного образца бака горючего перечеркнуло все планы не только в отношении МТКС «VentureStar», но и аппарата Х-33.

В целях экономии финансовых средств баки жидкого водорода, как и многие другие узлы аппарата, изготавливались в единственном экземпляре. Поэтому для производства нового образца, даже из алюминиевых сплавов, как предложила компания «Lockheed Martin», потребовались бы значительные дополнительные ассигнования и время (первый полет аппарата откладывался в лучшем случае до 2003 г.).

Затраты же на полное завершение программы Х-33 оценивались уже в 400—600 млн долл. NASA, израсходовав все предусмотренные бюджетом средства, отказалось от дальнейшего финансирования проекта, а компания «Lockheed Martin», расходы которой к началу 2000 г. возросли до 360 млн долл. (с предусмотренных ранее 220 млн долл.), также не смогла изыскать подобные суммы.

В результате в марте 2001 г. NASA объявило о полном прекращении работ по программе Х-33. А собранный примерно на 75% аппарат было решено законсервировать на базе ВВС Эдвардз в одном из ангаров его стартового комплекса.


<<<Назад Страница 60 Далее>>>



WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2017

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.



Яндекс.Метрика