силу крыла, так как траектория полета будет довольно пологой. Следует помнить о том, что при возвращении на Землю ступени с ВРД с целью ее повторного использования не понадобятся дополнительные тормозные установки, а может быть, и парашюты. Для спуска и посадки потребуется лишь небольшой запас топлива.
Предварительные расчеты некоторых ученых показывают, что из всех типов ВРД наиболее подходящими для данной цели являются прямоточные, а также комбинированные двигатели — ракетно-прямоточные и турборакетные. Обыкновенные турбокомпрессорные ВРД, установленные на первой ступени, не дадут выигрыша в стартовом весе и вряд ли будут когда-нибудь использоваться при выведении больших орбитальных станций.
Как известно, прямоточные ВРД не могут работать на месте и при малых скоростях полета. Однако на скоростях, соответствующих числам М от 2 до 6, эти двигатели очень эффективны до высот 40 км. В связи с этим их предлагают устанавливать на второй ступени многоступенчатой ракеты-носителя.
В одном из опубликованных в печати проектов [26] рассматривается трехступенчатая ракета, у которой первая и третья (последняя) ступени работают на жидком топливе, а вторая ступень имеет крылья и снабжена прямоточными двигателями. Жидкостные двигатели первой ступени поднимают ракету на высоту 12 км, одновременно разгоняя ее до скорости 300 м/сек. На этой скорости запускаются прямоточные двигатели второй ступени, обеспечивающие разгон ракеты до 4000 м/сек по относительно пологой траектории. В конце работы второй ступени ракета достигает высоты около 30 км. С этой высоты начинает работать третья ступень, траектория полета ракеты становится более крутой, а отделившаяся вторая крылатая ступень плавно снижается и производит посадку на Землю.
Практическая реализация подобных проектов вызовет, видимо, значительные трудности. Дело в том, что пока еще не удается обеспечить устойчивую работу прямоточного двигателя в широком диапазоне скоростей полета. Кроме того, обшивка ракеты, летящей с высокой скоростью на относительно малой высоте, будет подвержена значительному аэродинамическому нагреву.
Как известно, при использовании ЖРД на борту ракеты-носителя необходимо иметь два компонента топлива — горючее и окислитель. В этом отношении большой интерес представляет ядерный ракетный двигатель (ЯРД), который работает на однокомпонентном рабочем теле, а главное, дает высокую удельную мощность. По своей схеме такой двигатель отличается от ЖРД только тем, что нагрев его рабочего тела происходит не в камере сгорания, а в ядерном реакторе (рис. 13). При этом отпадает одно из препятствий для получения высоких скоростей истечения, свойственное ЖРД, для которого очень важно удачно выбрать сочетание компонентов топлива. Чем легче топливо, чем меньше его молекулярный вес, тем больше можно получить скорость истечения из двигателя. В ЯРД можно применять рабочее тело с самым малым молекулярным весом, например водород или гелий. К сожалению, максимальная температура рабочего тела, от которой также зависит скорость истечения и тяга двигателя, ограничена стойкостью применяемых ядерных и конструкционных материалов. Поэтому вопросы охлаждения занимают здесь еще более важное место, чем в ЖРД.
Известно, что чистый уран плавится при температуре 1130 °C, а это явно недостаточно для ракетного двигателя. Если в качестве активной массы реактора применять окись урана (температура плавления 2750 °C), то можно получить достаточно эффективный ЯРД с твердыми тепловыделяющими элементами. Но и такая температура не предел для ЯРД. Рассматривается возможность создания реакторов с жидкими тепловыделяющими элементами, позволяющими нагревать рабочее тело до температур намного выше 3000 °C. Наиболее высокая температура нагрева может быть получена в так называемом газофазном реакторе (температура выше 3500 °C) [13].
По соображениям безопасности для экипажа ракеты с ядерным двигателем необходимо иметь мощную антирадиационную защиту, что, конечно, в значительной мере увеличит стартовый вес. И еще одно условие: в целях предотвращения загрязнения атмосферы радиоактивными продуктами реактивной струи ядерный двигатель желательно включать лишь на значительной высоте. Эти недостатки делают применение такого двигателя на первой ступени ракеты неудобным и крайне нежелательным. Хотя в настоящее время ядерные ракетные двигатели находятся в стадии разработки, тем не менее многие проекты ракет-носителей для выведения ОКС предусматривают их применение. Так, по американскому проекту «Ровер» на третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн» С-2 предполагается установить ядерный двигатель, что позволит вывести на орбиту высотой 560 км ОКС весом 31 т.
В зарубежной печати встречаются также сообщения о проектах очень мощных ракет на ядерном горючем для выведения сверхтяжелых орбитальных станций. Например, проект под условным названием «Антарес» задуман с целью исследования возможности выведения на орбиту полезного груза весом до 2500 т, а проект «Альдебаран» имеет целый создание космических систем для запуска орбитальной станции весом 30 000 т. Сейчас эти цифры кажутся нам совершенно фантастическими, но разве не фантастикой казалась еще недавно возможность посылки почти тонны полезного груза к Марсу?
ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ
В сообщениях о полетах космонавтов можно прочесть о ручном управлении космическим кораблем и об автоматической системе его ориентации. Что такое ориентация и в какой мере можно осуществлять управление орбитальным кораблем?
Как известно, заданную траекторию при движения орбитального тела сохраняет только центр масс (мы бы сказали центр тяжести, но нельзя забывать, что орбитальный корабль не имеет тяжести — он невесом), а весь корабль под действием различных возмущающих моментов может буквально кувыркаться относительно системы координат, связанной с центром масс. Чтобы корпус корабля был неподвижен относительно своего центра масс, необходимо его стабилизировать в нужном положении. Управление кораблем или ОКС — это не только стабилизация его относительно центра масс, но и ориентация по отношению к системе координат, не связанной с ОКС, например по отношению к Солнцу. Выбор ориентации ОКС зависит от назначения станции.
Геофизические приборы, например установленные на ОКС, потребуют ориентации на те или иные участки земной поверхности. Для проведения астрономических наблюдений Солнца, Луны, планет и звезд необходимо будет соответствующим образом ориентировать телескопы или всю станцию. Солнечные коллекторы системы энергоснабжения должны быть постоянно направлены на Солнце. Определенная ориентация необходима и для различных антенных устройств.
При выполнении различных научных экспериментов наверняка потребуется изменение пространственной ориентации всей станции в целом, так как не всегда, конечно, удастся ограничиться изменением ориентации самих приборов. При этом нужно будет не только в любое время по желанию экипажа переориентировать станцию, но и автоматически поддерживать ее в любом заданном положении, т. е. стабилизировать. Требования к качеству стабилизации могут быть достаточно велики. К примеру, некоторые астрономические измерения требуют наводки телескопа с точностью до 1', а иногда и десятых долей угловой секунды. Очевидно, что точность стабилизации астрономической ОКС должна быть при этом не меньше. Так как энергетические ресурсы на борту довольно ограничены, затраты энергии на автоматическую стабилизацию должны быть минимальными.
Если придание станции требуемого пространственного положения может быть осуществлено сравнительно просто, то задача обеспечения устойчивости станции в заданном положении оказывается более сложной. Действительно, для изменения ориентации ОКС достаточно кратковременно приложить соответствующий разворачивающий момент. Сохранению же полученной ориентации будут препятствовать различного рода регулярные и нерегулярные возмущения, компенсация которых и составляет задачу стабилизации.
