«««Назад | Оглавление | Каталог библиотеки | Далее»»»

Прочитано: 77%

Выводы

         Ни один из описанных крылатых аппаратов так и не вышел на орбиту. Летавшим американским прообразам не удалось достичь и двух "махов", из советских вообще ни один не был изготовлен даже в виде прообраза. Однако нельзя сказать, что все эти программы и проекты были пустой тратой сил и денег. Все они, и те, которые были прекращены на стадии расчетов и модельных экспериментов, и те, для которых понадобились летчики-испытатели, - все они в большей или меньшей степени дали материал, определенно полезный для будущего.
         В этой статье я намеренно рассматривал только один вариант космических систем - те, в которых интересующая нас многоразовая аэродинамическая орбитальная ступень выводится в космос классической ракетой-носителем. А сама эта ступень представляет собой фактически гиперзвуковой планер - аппарат, способный развивать аэродинамическую подъемную силу и не имеющей "главной", маршевой двигательной установки.
         При всей несомненной сложности, при разработке такого аппарата не приходится решать одну из фундаментальных задач космического полета - задачу достижения орбитальной скорости. Это делает ракета-носитель при выведении. Говоря в высшей степени условно, конструктору остается "сделать полдела" - погасить эту скорость при спуске с орбиты. Неудивительно, что среди всех мыслимых вариантов многоразовой космической системы именно такой - ракета плюс космоплан - был выбран для первых попыток практической реализации и в США, и в СССР.
         Основной проблемой, которую необходимо решить в этом случае, является проблема кинетического нагрева конструкции. Есть, конечно, и другие, от устойчивости и управляемости до обеспечения работы радиосредств, но эта - самая острая и, как правило, наименее знакомая конструктору-"самолетчику".
         В принципе противостоять нагреву аппарата из-за трения о воздух на больших скоростях можно двумя путями. Надо, насколько возможно, ограничить этот разогрев, а дальше защищать конструкцию от того, что осталось после ограничения.
         Задача ограничения кинетического нагрева, в свою очередь, решается несколькими способами. Один из основных - выбор наилучших с этой точки зрения режимов полета - дальности и времени планирования, высотно-скоростного профиля, углов атаки, перегрузок. Здесь, как и везде в технике, идет многотрудный поиск компромисса. Если увеличить угол атаки, торможение пройдет быстрее, но температура потока при этом будет в общем случае выше. Пологая траектория спуска может позволить уменьшить скорость движения и, соответственно, нагрев за единицу времени, но само время "прогревания" будет больше.
         Другим способом является оптимизация формы аппарата - разумеется, настолько, насколько это допускает аэродинамика. Здесь первичны всё же заданные характеристики аэродинамического качества, устойчивости и управляемости на всех режимах и т. п. - иначе космоплан просто не сможет нормально летать. Но внутри этих пределов можно менять взаиморасположение частей, оформление стыков и кромок, очертания поверхностей и объемов...
         Один из "ходов" на этом пути, притом довольно решительный, сделал Павел Цыбин в своем "Лапотке", а если официально, в проекте ПКА - планирующий космический аппарат. Речь идет о консолях крыла, которые при входе в плотные слои, когда скорость наиболее высока, находятся в сложенном, почти вертикальном, положении.
         При гашении огромной скорости в верхних слоях атмосферы корабль принимает очень большой угол атаки, как бы подставляя набегающему потоку всю свою нижнюю поверхность - и фюзеляжа, и крыла. Фиксированное крыло на этом этапе должно принимать на себя все возникающие нагрузки, как механические, так и тепловые (последние возникают из-за того, что кинетическая энергия набегающего потока при его торможении поверхностями аппарата превращается в тепло).
         Складывание убивает сразу несколько зайцев. Во-первых, крыло можно сделать более легким, так как ему не приходится воспринимать огромную механическую нагрузку при гиперзвуковом полете на больших углах атаки. Во-вторых, облегчаются требования к его термозащите, так как в сложенном положении встречный поток практически скользит по его поверхности. Мощный эффект его торможения возникает только на передних кромках, которые всё равно приходится защищать в любой конструкции сверхскоростного летательного аппарата. Наконец, в-третьих, сложенное крыло в известной степени экранирует боковые поверхности фюзеляжа.
         В этой схеме основная часть тепловой нагрузки приходится на днище фюзеляжа, а оно, как мы помним, защищено у Цыбина отдельным теплозащитным экраном, установленным не прямо на конструкцию днища, а с зазором в 100 мм.

«««Назад | Оглавление | Каталог библиотеки | Далее»»»