Янв 21

Многоразовый транспортный космический корабль (МТКК)

МНОГОРАЗОВЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ (МТКК)

США

Тип. Пилотируемый космический транспортный корабль класса «Земля–орбита–Земля», рассчитанный на многократное использование. Экипаж 3 человека + специалисты (до 4 человек), обеспечивающие эксплуатацию полезной нагрузки.

Назначение. Вывод на околоземные орбиты высотой 200–500 км автоматических космических объектов научного, народнохозяйственного и военного назначения, а также непилотируемого межорбитального буксира и обитаемого блока «Спейслэб»; обслуживание и ремонт орбитальных объектов и возвращение их для ремонта и модификации на Землю; спасение космонавтов, попавших в аварийную ситуацию на орбите; военная разведка, инспектирование, а, в случае необходимости, и уничтожение орбитальных объектов военного назначения, запущенных потенциальным противником.

Заказчик. NASA (при участии ВВС).

Головная фирма. Space Division (отделение фирмы Rockwell International).

Ход работ. Начало разработки в 1972 г.; первый «горизонтальный» полет второй ступени планируется в 1976–1977 гг., первый пилотируемый экспериментальный полет с выводом, второй ступени на орбиту во II квартале 1979 г., первый эксплуатационный полет (очевидно, с блоком «Спейслэб») – в апреле 1980 г. В период 1980–1991 гг., по расчетам, может потребоваться до 779 полетов для вывода на орбиты 1031 объекта, в том числе 304 объектов Министерства обороны. Для выполнения этой программы считают необходимым создать 5 образцов транспортного корабля.

Стоимость разработки 5200 млн. долл. (в ценах 1971 г.); изготовления одного корабля 250 млн. долл.; одного полета 10,33 млн. долл.; вывода на орбиту 1 кг полезной нагрузки ~700 долл.

Характеристики корабля. Стартовый вес 1889,3 т, длина 55,3 м. Корабль выполняется по двухступенчатой схеме, расположение ступеней параллельное. Обе ступени возвращаемые. Первая рассчитана не менее, чем на 20 полетов, вторая – не менее, чем на 100 полетов. Первая ступень состоит из двух многосекционных твердотопливных блоков (длина 44,2 м, диаметр 3,61 м). Вес снаряженного блока 528 т, вес в момент отделения от корабля 70 т, вес топливного заряда 454 т. Вторая ступень представляет собой крылатый аппарат. Длина ступени 37,2 м, размах дельтовидного крыла 23,8 м, высота (до верхней точки вертикального стабилизатора) 17,4 м, контрольный сухой вес 68 т. Фюзеляж второй ступени состоит из носовой, средней и хвостовой частей. В носовой части находится разделенное на три секции помещение для экипажа и специалистов. В верхней секции находятся три члена экипажа и специалист, ответственный за полезную нагрузку; в средней секции – до трех специалистов, обеспечивающих эксплуатацию полезной нагрузки; в нижней секции – оборудование системы жизнеобеспечения. В средней части фюзеляжа расположен цилиндрический отсек полезной нагрузки длиной 18,3 м и диаметром 4,6 м. Хвостовая часть фюзеляжа несет вертикальный стабилизатор и три водород-кислородных ЖРД основной двигательной установки. Сбрасываемый топливный бак второй ступени, по бокам которого навешиваются твердотопливные блоки первой ступени, служит для хранения топлива основной двигательной установки второй ступени. Длина бака 47,6 м, диаметр 8,2 м, сухой вес 70,3 т, вес топлива 680 т.

Система жизнеобеспечения. Искусственная двухгазовая (80% кислорода, 20% азота при давлении 1 кг/см2) атмосфера с рециркуляцией. Члены экипажа и специалисты совершают полет без скафандров. Запас расходуемых материалов рассчитан номинально на ~30 суток. Кроме того, предусматривается резервный запас, размещаемый в отсеке полезной нагрузки.

Система теплозащиты и терморегулирования (вторая ступень). Теплозащита на основе кварцевого волокна, приклеиваемая к обшивке фюзеляжа на участках, температура нагрева которых не превышает 1370°С; теплозащита на основе композитного материала углерод–углерод для передних кромок крыла и носка, температура нагрева которых превышает 1370°. Терморегулирование обеспечивается теплоизоляцией, покрытиями с определенными оптическими свойствами, электрическими нагревателями и системой с циркуляцией хладагента (фреон-21).

Система наведения и навигации строирована и рассчитана как на автоматическое, так и на ручное управление; запасная система рассчитана только на ручное управление. В составе системы 4 ЦВМ; жестко связанные с корпусом второй ступени скоростные гироскопы, акселерометры и различные датчики, выдвигаемые в поток, инерциальный измерительный блок, датчики горизонта, звездные датчики, радиовысотомер (диапазон С), радионавигационная система «Такан» (диапазон L), оборудование посадки по приборам (метровый и дециметровый диапазоны).

Энергетическая установка. Три батареи водород-кислородных топливных элементов каждая со средней мощностью 7 квт и пиковой мощностью 12 квт (напряжение 27,5–32,5 в) и вспомогательная установка мощностью 150 л. с., работающая на продуктах разложения гидразина.

Радиотехническое оборудование диапазона S для радиотелефонной связи, передачи телевизионных изображений и телеметрии при работе со станциями слежения NASA и Министерства обороны (см. также раздел «Система наведения и навигации»).

Двигательная установка. Первая ступень: два твердотопливных блока тягой по 1134 т. Вторая ступень: основная двигательная установка из трех ЖРД тягой по 170 т на уровне моря и по 232 т в вакууме (удельная тяга в вакууме 445,2 кгсек/кг); два ЖРД тягой по 2,7 т для обеспечения маневрирования на орбите; 40 ЖРД тягой по 400 кг и 3 ЖРД тягой по 11,3 кг для обеспечения ориентации; возможно, вспомогательная двигательная установка из 4–6 ВРД для обеспечения горизонтальных полетов и перегонки ступени. Твердотопливные блоки работают на топливе, использующем горючее-связку на основе сополимера полибутадиена и акрилонитрила; ЖРД основной двигательной установки второй ступени работают на жидком водороде и жидком кислороде, хранящихся в сбрасываемом баке, ЖРД для обеспечения маневрирования и ориентации – на четырехокиси азота и монометилгидразине.

Система спасения. Два первых образца второй ступени оборудуются катапультируемыми креслами, которыми можно будет воспользоваться только при экспериментальных «горизонтальных» полетах. Изучается возможность оснащения средствами аварийного спасения и эксплуатационных образцов МТКК.

Полезная нагрузка. Максимальный вес полезной нагрузки (при выводе на круговую орбиту высотой 400 км с наклонением 28,5°; азимут запуска 90°) 29,5 т; максимальный вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту с наклонением 104°, – 13,6 т; максимальный вес полезной нагрузки, доставляемой с орбиты на Землю,– 14,5 т (без превышения расчетной посадочной скорости). В системе эксплуатации полезной нагрузки имеется специальная ЦВМ (пятая на борту).

Расчетная продолжительность полета от нескольких часов до 30 суток. Для подготовки к очередному полету, считая с момента возвращения на Землю второй ступени из очередного полета, требуется 14 суток или 160 час чистого рабочего времени (работа в две смены по 8 час при пятидневной рабочей неделе).

Наземные комплексы. Принадлежащий NASA стартовый комплекс с посадочной полосой на мысе Кеннеди (должен быть создан к 1978 г.) и принадлежащий Министерству обороны стартовый комплекс с посадочной полосой на базе Ванденберг (к 1981 г.).

Типовая схема полета. При старте работают ЖРД основной двигательной установки второй ступени и твердотопливные блоки первой ступени. Твердотопливные блоки отделяются примерно на 125-й секунде полета на высоте ~45 км при скорости полета ~ 1,5 км/сек. Они совершают парашютный спуск в океан, извлекаются, ремонтируются, снаряжаются топливом и используются повторно. Примерно на 490-й секунде полета, когда до орбитальной скорости не хватает ~30 м/сек, отделяется сбрасываемый топливный бак, ЖРД основной двигательной установки второй ступени прекращают работу, а доведение скорости до орбитальной обеспечивают ют работу, а доведение скорости до орбитальной обеспечивают ЖРД маневрирования, работающие ~700 сек и выводящие вторую ступень на начальную орбиту с высотой перигея ~ 120 км. При первом прохождении апогея ЖРД маневрирования включаются снова и переводят ступень на заданную орбиту. Отделившийся топливный бак движется по баллистической траектории и падает в отдаленном районе Индийского океана. Бак не вылавливается (рассчитан на однократное использование). После завершения программы орбитального полета ЖРД маневрирования обеспечивают сход второй ступени с орбиты. Спуск осуществляется при угле атаки 32–34°, пока скорость не снизится до М = 7÷8. Затем ступень совершает маневр в плоскости тангажа и переходит в режим полета с использованием аэродинамического качества. Боковое маневрирование ступени при спуске в атмосфере может осуществляться в пределах ±2200 км. Угол атаки на конечном участке захода на посадку 15°, посадочная скорость ~330 км/час. Потребная длина посадочной полосы 3 км.

Похожие статьи:

  1. Космический корабль «АПОЛЛОН» Программа «Аполлон» «АПОЛЛОН» ПРОГРАММА «АПОЛЛОН» США Тип. Пилотируемый трехместный космический корабль. Назначение....
  2. Идея создания межпланетных кораблей многократного действия Изучение управляемых космических кораблей с ядерным ракетным двигателем показало возможность...
  3. Спутник «ДЖЕМИНИ» «ДЖЕМИНИ» США Тип. Пилотируемый двухместный спутник. Назначение, Исследование возможности длительного...

автор admin \\ теги: , ,



Написать ответ

Вы должны войти чтобы комментировать.