Орбитальный Корабль
Орбитальный корабль
(воздушно-космический самолет, ВКС) представляет собой гиперзвуковой летательный
аппарат с дельтовидным крылом, является
носителем полезного груза со средствами его
развертывания и обслуживания на орбите и
обеспечивает необходимые условия для
жизнедеятельности и работы экипажа из четырех
человек (командир, пилот, специалист по программе
полета и специалист по полезной нагрузке). При
наличии расширенной программы полета (или при
выполнении спасательных операций) на борту ОК
может находиться до десяти человек.
ОК имеет длину 37.26 м, размах крыльев 23.8 м, высоту
по килю 17.27 м, стартовую массу с полезной
нагрузкой 85-114 т, сухую массу 68 т, посадочную массу
с полезной нагрузкой 84.8 т.
Аэродинамическая схема ОК выбрана с расчетом обеспечения компромисса между большими углами атаки при гиперзвуковой скорости и достаточно высоким аэродинамическим качеством при дозвуковом полете. |
Крыло с двойной стреловидностью (углы стреловидности 81º и 45º по передней кромке) обеспечивает при гиперзвуковой скорости аэродинамическое качество 1.3 при угле атаки 34º, сравнительно низкие тепловые нагрузки и коэффициент подъемной силы 0.8, при дозвуковой скорости - аэродинамическое качество 4.4 при угле атаки 18º и коэффициент подъемной силы 0.9; в крыле размещены главные стойки шасси, в передней части фюзеляжа - носовое шасси. |
смотри также конструктивно-компоновочную схему левого крыла ОК "Columbia"
Фюзеляж ОК состоит из носовой, средней и хвостовой частей. В носовой части расположены герметичная кабина экипажа и носовой блок системы реактивного управления, в средней части - негерметичный отсек полезного груза, в хвостовой - три основных двигателя и киль, а в двух внешних гондолах - двигательные установки орбитального маневрирования и системы реактивного управления.
Кабина экипажа состоит из
верхней, средней и нижней секций. Верхняя и
средняя секции (где находится экипаж) имеют общий
герметизированный объем 75 куб.м, при этом
номинальный свободный объем 30.6 куб.м при
размещении шлюзовой камеры в средней секции и 341
куб.м при ее размещении в отсеке полезной
нагрузки. Для обеспечения термоизоляции кабина
экипажа крепится к конструкции носовой части
фюзеляжа только в четырех точках. Все окна, кроме
окон задней стенки, состоят из трех панелей:
внутренней герметизирующей, средней
противоударной и внешней теплозащитной.
Отсек полезной нагрузки (ОПН)
расположен в средней части фюзеляжа, имеет длину
18.3 м, диаметр 4.6 м, объем 339.8 куб.м, а также
двухстворчатую крышку, внутри которой
установлены створки радиационной поверхности
системы терморегулирования. Полезная нагрузка,
располагаемая в ОПН, подвержена сравнительно
низким перегрузкам: 3.3 ед. по продольной, 0.2 ед. по
поперечной и 0.75 ед. по вертикальной осям при
выведении на орбиту; максимальные перегрузки 2.5
ед. по вертикальной оси, около 1 ед по продольной
оси при возвращении с орбиты и 2.8 ед при посадке.
Терморегулирование ОПН для поддержания
постоянной температуры 23.8ºС обеспечивается
теплоизоляцией, а до старта - продувкой газом с
помощью наземного оборудования.
В нижей части ОПН (под полом) находится система
электропитания.
На левом борту ОПН установлен манипулятор,
дистанционно управляемый из кабины экипажа; при
необходимости предусмотрена установка второго
манипулятора с правого борта ОПН. В сложенном
положении манипулятор массой 450 кг имеет форму
цилиндра диаметром 203 мм и длиной 15.3 м.
Прожекторы, закрепленные внутри ОПН на
шпангоутах, создают достаточные уровни
освещенности для выполнения любых операций в
грузовом отсеке.
Для обеспечения операции стыковки орбитального
корабля с другими космическими аппаратами
предусмотрена установка внутри грузового отсека
у задней, стенки отсека экипажа специального
стыковочного модуля.
В ОПН имеются элементы, обеспечивающие полезные
нагрузки электроэнергией, рабочими жидкостями и
газами, а также механизмы удержания для
гарантированного сохранения полезной нагрузки
на всех стадиях полета.
Для предохранения орбитального корабля, каркас и
обшивка фюзеляжа которого выполнены из
алюминиевого сплава (исключение составляет рама
ЖРД основной двигательной установки в хвостовой
части, изготовленная из титанового сплава,
армированного борэпоксидной смолой) от
аэродинамического нагрева на участке выведения
и при входе в атмосферу используется
теплозащита.
Теплозащита предназначена для
поддержания температур обшивки не выше 450ºК,
стенок кабины экипажа - не выше 322ºК, внутри ОПН -
не выше 366ºК, а в отсеках, где размещаются
двигатели и шасси, - 450ºК, хотя при входе в
атмосферу отдельные участки наружной
поверхности нагреваются до 1755ºК.
На различных участках корпуса в зависимости от
степени нагрева при входе в атмосферу
теплозащита выполнена из различных материалов.
Нос фюзеляжа и передние кромки крыльев, нагревающиеся до 1755ºК, защищают теплозащитой RCC ("углерод-углерод"), представляющей собой многослойную конструкцию из углеродной ткани, пропитанной фенольной смолой. Конструкция наиболее теплонагруженных элементов показана на схеме:
Участки, нагревающися до 820-1500ºК, защищают теплозащитой НRSJ на основе кварцевого волокна, которая
изготавливается в основном в виде квадратных
плиток (общее количество 2000 шт.) размером 15.2х15.2 см
при толщине от 19 до 63.6 мм в зависимости от нагрева
участка.
Участки, нагревающиеся до 680-820ºК, защищают
теплозащитой LRSJ на основе кварцевого волокна,
также изготавливаемой в виде квадратных плиток
(общее количество 7000 шт.) размером 20.3х20.3 см при
толщине 5.1-25.4 мм в зависимости от нагрева участка.
Теплозащита LRSJ почти аналогична теплозащите НRSJ
и отличается от нее только покрытием и пигментом,
которые обеспечивают ей низкий коэффициент
поглощения и высокий коэффициент излучения
солнечной радиации. Плитки теплозащиты НRSJ и LRSJ
на внешней поверхности имеют покрытие из
боросиликатного стекла, обеспечивающее
влагонепроницаемость и требуемые оптические
свойства, приклеиваются к изолирующей войлочной
подложке из волокна "monex", компенсирующей
неравномерную деформацию обшивки и теплозащиты,
а вместе с подложкой - к обшивке ОК.
Участки, нагревающиеся до 645ºК при входе в
атмосферу и до 672ºК на участке выведения,
защищены теплозащитой FRSJ, представляющей собой
войлок толщиной 4.1-10.2 мм с нанесенной белой
силиконовой резиной.
Теплозащиты RСС, НRSJ, LRSJ и FRSJ занимают 3.5% (38 кв.м),
43.2% (475 кв.м), 25.6% (281 кв.м) и 27.7% (304 кв.м) общей площади
защищаемой поверхности, а их массовые доли равны
21.5%, 59.7%, 13.2% и 5.6% соответственно, при общей массе
теплозащиты 7.164 т.
Основная двигательная установка ОК состоит из трех ЖРД SSME, работающих на жидких водороде и кислороде. Каждый ЖРД имеет номинальную тягу 170 тс на уровне моря и 213 тс в пустоте с изменением ее от 50 до 109% с учетом регулирования перегрузок на участке выведения и при аварийном прекращении полета, а также шарнирную подвеску, обеспечивающую отклонение
на плюс/минус 11º по тангажу и плюс/минус 9º для управления по рысканью и крену. Справа на фото показаны различные этапы операции по замене основных двигателей |
Двигательная установка
маневрирования и ориентации включает два
ЖРД маневрирования и 44 ЖРД ориентации
(реактивного управления); из них 38 основных и 6
вспомогательных, которые работают на
монометилгидразине и четырехокиси азота.
Конструктивно двигатели объединены в три
двигательные установки: носовую и две кормовые,
размещенные в двух боковых гондолах по обе
стороны от киля.
В носовой двигательной установке (сухая масса 492.6
кг) размещены 14 основных и 2 вспомогательных ЖРД
ориентации и 1112 кг топлива. В каждой кормовой
двигательной установке (сухая масса 1793 кг в
гондоле) расположено по одному ЖРД
маневрирования, 12 основных и 2 вспомогательных
ЖРД ориентации, а также 5650 кг топлива ЖРД
маневрирования, 1097 кг топлива ЖРД ориентации, 44
кг топлива в трубопроводах и 25 кг газа в баллонах.
Запаса топлива маневрирования достаточно для
сообщения ОК с полезной нагрузкой 29.5 т скорости
350 м/с. Кроме того, в ОПН предусматривается
размещение до трех комплектов топливных баков,
объединенных в один блок массой 19051 кг (16556 кг
топлива), занимающих 15% объема ОПН и
обеспечивающих дополнительное приращение
скорости по 150 м/с каждый. ЖРД ориентации
обеспечивают заданную ориентацию ОК
относительно центра масс по трем осям и
поступательные перемещения в трех взаимно
перпендикулярных плоскостях, причем основные
ЖРД ориентации служат для быстрых разворотов, а
вспомогательные - для управления в режиме точной
ориентации.
Для всех элементов ЖРД ориентации предусмотрено
резервирование, обеспечивающее их нормальное
функционирование при отказе любых двух
элементов.
Основные характеристики двигательных установок орбитального корабля "Спейс Шаттл" | |||||||||
ЖРД | Тяга, тс | Удельный импульс, с | Давление в камере сгорания, МПа | Компоненты топлива | Система подачи | Масса, кг | Ресурс работы, ч (число включений) | Макс. продолжит. работы, с | Срок годности, лет (число полетов) |
Основной | 170,1* 213,2 |
363,2* 455,2 |
21 | жидкие водород и кислород | ТНА | 3000 | 8 (55) | 825 | 55 включений |
Маневрирования | 2,7 | 313,2 | 8,6 | четырехокись азота - монометилгидразин | вытеснительная | 118 | 15 (1000, но не более 10 за полет) | 1250 | 10 (100) |
Ориентации: основной |
0,395 | 255** 200 |
1,06 | то же | то же | 6,1 | 5,5 (50000) | 150 | 10 (100) |
вспомогательный | 0,0113 | 272** 240 |
7,3 | то же | то же | 3,5 (50000) | 1500 | 10 (100) |
*Сверху - на Земле,
внизу - в пустоте **Сверху - при непрерывном режиме, внизу - при импульсном режиме |
Вспомогательная силовая установка (APU) и гидравлическая
система
Система жизнеобеспечения и
терморегулирования включает герметичный
объем экипажа с двухгазовой (21% кислорода и 79%
азота) искусственной атмосферой при давлении 760
мм рт.ст. и температуре 18.3-26.6ºС. Кислород (51 кг)
хранится в жидком виде в двух баках
кислородно-водородных топливных элементов, азот
в газообразном виде (78 кг) в четырех баллонах. Для
удаления углекислого газа и дезодорации служат
патроны с гидроокисью лития. Из патронов газовая
смесь поступает в теплообменник для обеспечения
заданных параметров по температуре и влажности.
Запас сжатых газов (25 кг кислорода) хранится в
баллоне ОПН и рассчитан на наполнение
герметизированного объема кабины экипажа после
одной его полной разгерметизации или на
поддержание в этом объеме давления 42.5 мм рт.ст. в
течение 165 мин при появлении небольшого
отверстия в корпусе при старте или вскоре после
него. Полезный запас расходуемых материалов (75.2
кг пищевых продуктов, 150 кг воды в трех переносных
бачках, два из которых заполняются при старте, а
также 1311 кг воды из водородно-кислородных
топливных элементов) рассчитан на экипаж из
четырех человек, совершающих орбитальный полет в
течение 7 сут с учетом аварийного запаса на 4 сут.
Поддержание необходимого температурного режима
всех внутренних отсеков ОК обеспечивается
пассивными и активными элементами системы
терморегулирования, включающими теплоизоляцию,
термонагреватели, аммиачный испаритель и
радиационные экраны.
Комплексная система навигации, наведения и управления ОК состоит из трех инерциальных измерительных |
Основные характеристики орбитального корабля "Спейс Шаттл" | |
Длина |
37,19 м |
Размах крыла | 23,77 м |
Расчетный сухой вес |
68,04 тс |
Размеры грузового отсека (длинах ширина) | 18,3 х 4,6 м |
Максимальный вес полезной нагрузки |
29,5 тс |
Расчетный посадочный вес (с полезной нагрузкой) | 86,14 тс |
Боковая дальность |
~2000 км |
Дальность полета от точки схода с орбиты до места посадки | ~ 11000 км |
Дальность полета от точки входа в атмосферу до места посадки |
~7000 км |
Скорость захода на посадку | 340-365км/ч |
Число и тяга основных ЖРД SSМЕ |
3 х 213,2 тс (в вакууме) 3 х 170,1 тс (на уровне моря) |
Число и тяга ЖРД системы орбитального маневрирования | 2 х 2,7 тс (в вакууме) |
Число и тяга двигателей реактивной системы управления |
38 х 0,39 тс (в вакууме) |
Вес топлива ЖРД системы орбитального маневрирования и реактивной системы управления | 7,7 тс |
Число и тяга корректирующих двигателей |
6 х 0,011 тс (в вакууме) |
Расчетное число полетов ОК | 100 |
Расчетный ресурс ЖРД SSМЕ |
55 полетов (7,5 ч) |
Переход на: |
При оформлении страницы
использованы фотографии
NASA и иллюстрации из книги
"SPACE SHUTTLE: The Hystory of Developing the National Space
Transportation System", Dennis R.Jenkins, 1996; иллюстрации раскрываются в увеличенный формат только с DVD-версии энциклопедии |
Web-master:
©Вадим
Лукашевич 1998-2005
E-mail: buran@buran.ru