X-15 - Рывок в космос

А. Исаев

Достижение гиперзвуковых скоростей полета летательными аппаратами, особенно пилотируемыми, требует изучения особенностей супераэродинамики, вопросов устойчивости и управляемости, прочности в условиях значительного нагрева, силовой установки, физиологии и ряда других проблем.

В США к экспериментальным исследовательским работам в области создания пилотируемых летательных аппаратов с весьма большими скоростями и высотами полета NACA приступил в начале 1952 г.

Следуя установившейся методике ведения научных исследований при помощи экспериментальных самолетов, в конце 1954 г. NACA, ВВС в ВМФ США объявили конкурс на создание самолета, который можно было бы использовать для исследований в гиперзвуковой области. Этот самолет получил обозначение Х-15.

В результате конкурса контракт на проектирование и постройку трех самолетов Х-15 получила фирма «Норт Америкэн», а на изготовление двигателя для этого самолета - фирма «Риэкшн Моторс».

Уместно упомянуть о работах фирмы «Дуглас», которая в середине 1953 г. начала проектирование самолета «Дуглас» 0-558-Ш, аналогичного по назначению самолету Х-15. Предполагалось, что самолет D-558-III при запуске его с самолета-носителя В-52 на высоте 12 км сможет достигнуть высоты 225 км и максимальной скорости 9650 км/ч. Впоследствии в связи с недостатком средств работы по созданию этого самолета были прекращены.

В июне 1954 г. были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолетам для космических исследований. Эти требования касались проблем аэродинамики в диапазоне скоростей до М=7,0, устойчивости и управляемости, конструкции планера и всего его оборудования, двигателей, а также психофизиологических аспектов космических полетов.

В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в результате которого в 1955 г. создание самолета было поручено фирме «North American» в кооперации с двигателестро-ительной фирмой «Reaction Motors».

Строительству и облету опытного образца предшествовали не только обычные аэродинамические и прочностные испытания, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0) и специальная подготовка пилотов.

Будущие пилоты самолета Х-15 должны были выполнить 2000 «полетов» на тренажере, пройти испытания на центрифуге, в условиях высоких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (испытания в условиях невесомости проводились на транспортном самолете).

Первый из трех опытных образцов X-15А был впервые показан публично 15 октября 1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен первый полет Х-15 на подвеске соответствующим образом переоборудованного самолета Boeing В-52А (для испытаний трех самолетов Х-15 были подготовлены два В-52), а 8 июня были предприняты отделение Х-15 от самолета-носителя и его последующий планирующий полет.

Испытание прошло успешно, самолет Х-15 совершил полет со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на дне высохшего соленого озера, находящегося на территории авиационной базы Эдвар-дса в Калифорнии.

Первый полет с работающим двигателем (на втором опытном образце) был совершен 17 сентября 1959 г. Во время третьего полета этого самолета (6 ноября) в одной из камер двигателя произошел взрыв. Во время вынужденной посадки самолет потерпел аварию. Полеты (на первом опытном образце) были продолжены 4 февраля I960 г. (третий был облетан 20 декабря 1961 г.)

Во время испытаний самолет достиг следующих рекордных скоростей и высот полета:

4 августа 1960 г. скорость 3514 км/ч, 12 августа 1960 г. высота 41605 м; 7 марта 1961 г. скорость 4264 км/ч, 31 марта 1961 г. высота 50 300 м; 21 апреля 1961 г. скорость 5033 км/ч; 12 сентября 1961 г. скорость 5832 км/ч; 9 ноября 1961 г. скорость 6548 км/ч, 30 апреля 1962 г. высота 77 720 м; 17 июля 1962 г. высота 95 935 м, 22 августа 1963 г. высота 107 906 м.

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытного образца. Самолет был оснащен двумя дополнительными топливными баками и получил новое обозначение Х-15А-2.

Первый (планирующий) полет на нем был совершен 28 июня 1964 г с пустыми баками, а первый полет с заправленными баками и работающим двигателем осуществлен лишь в ноябре 1965 г.

Во время испытаний этого прототипа дважды были достигнуты рекордные скорости - 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч;3 октября 1967 г. М=6,72.

Программа исследований была завершена 20 февраля 1968 г. после выполнения 191 полета на всех трех опытных образцах. Все три пилота-испытателя получили такие же награды, как и американские космонавты. Первым награду получил Р. Уайт (за полет 17. 07. 1962 г), затем Р. Рашворт (27. 06. 1963 г., высота 95 300 м) и Дж. Уолкер (за полет 22. 08. 1963 г).

Х-15А представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиусом - б мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах.

Крыло выполнено без кручения, а угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки.

Система управления - комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая).

Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзе-ляжный).

Каждый киль имеет неподвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления.
Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и отбрасывается перед посадкой.

Неподвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отклонения щитков на угол 90° при полете с М= 2 на высоте 18000 м тормозная сила достигает значения 53,94 кН, а на высоте 46 000 м при М = 5,0 ее значение составляет 9,81 кН.

Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и клиновидный профиль килей, задняя кромка которых имеет толщину порядка 300 мм.

Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные характеристики самолета при полетах на высоте свыше 36 000 м.

Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (четыре сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (два сопла управления по тангажу и два управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу -44,5 даН, а по крену - 17,8 даН.

В целях увеличения безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы. Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо аэродинамической - с помощью обычной ручки управления и педалей, а реактивной - двумя расположенными по бокам кабины рычагами.

Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса с овальным сечением, в ней размещается кабина пилота с монолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм. Стекла разделены между собой воздушным пространством. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь открывается вверх-назад.

Кабина оснащена катапультируемым сиденьем с двумя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия большого динамического давления. i Пилот выполняет полет в высотном скафандре, изготовленном из пятислойной ткани, покрытой алюминиевой краской. В случае аварии на больших высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы выполняет роль капсулы. После этого пилот совершает обычное катапультирование.

Носовая часть фюзеляжа второго опытного образца сначала имела заостренный передний обтекатель с удлиняющей иглой.
В I960 г. в результате проведенной модификации всем самолетам были приданы «тупые носы», более оправданные при полетах с большими скоростями.
Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами. Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и двигателем.

В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы оборудования и ниши уборки главных стоек шасси. Шасси - трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка - со спаренными колесами, главные - со стальными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной тележке.

Основной целью проводившихся на X-15 экспериментов являлось исследование условий полета на больших скоростях в верхних слоях атмосферы на конструкцию планера и механические свойства материалов, оценка надежности контрольно-измерительной аппаратуры, управляемости самолета, связи с контрольными пунктами, реакции человека на состояние невесомости и перегрузок при возвращении на землю и т. п.

Все это обусловило применение разнообразного оборудования и специальной конструкции планера самолета.

Контрольно-измерительная аппаратура самолета (массой около 600 кг) насчитывала 650 датчиков температуры, 104 датчика аэродинамических сил и 140 датчиков давления, регистратор показаний 15 приборов средством телеметрии передавались на землю.

Для обеспечения работоспособности конструкции в условиях аэродинамического нагрева планер был выполнен из нержавеющей стали, сплавов никеля, титана и других жаропрочных материалов.

Наибольшее применение нашел сплав инконелъ-Х, сохраняющий свои прочностные характеристики до температуры 590°С. Из него были выполнены обшивка, лонжероны крыла и переборки внутри баков, а также толстые носки крыла и оперения.

Характерной особенностью планера Х-15 является широкое применение сварки. Этим методом выполнено около 65% всех соединений. Для лучшего отвода тепла с поверхности самолет покрашен специальной черной силиконовой краской, которая кратковременно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С.

Самолет рассчитан на семикратные перегрузки (выполнение маневров в атмосфере допускается с перегрузкой 4).

На первом опытном образце (№ 2) были опробованы (в разных полетах) два четырехкамерных ракетных двигателя на жидком топливе фирмы «Reaction Motors» XLR-11 тягой 35,59 кНх4. На следующих двух опытных образцах уже устанавливались однокамерные двигатели XLR-99-RM-1-на одном и XLR-99-RM-2 - на другом).

На высоте 13 700 м однокамерный двигатель развивал максимальную тягу 253,55 кН; он имел диапазон регулирования тяги от 102,31 кН до 266,90 кН..

Двигатель XLR-11 работал на спирте и жидком кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а двигатель XLR-99-RM-1/ 2 на аммиаке и жидком кислороде.

Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытном образце Х-15А-2 была дополнена двумя подвесными баками (длиной 6,70 м и диаметром 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода).

Заправка топливом осуществляется перед стартом Х-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы двигателя топливо сначала расходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах.

Использование дополнительных топливных баков позволило увеличить время работы двигателя с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) используются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые располагаются за кабиной пилота.

Кроме баков аммиака, жидкого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом двигателя в опытном образце Х-15А-2), размещены баллоны со сжатым гелием, используемым для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива, и жидким азотом, используемым в системе охлаждения кабины.

Статья подготовлена по материалам зарубежной печати и интернета.
Использованы фотографии ВВС США и НАСА. Автор выражает признательность Д. Деменкову за помощь над статьей.

Крылья Родины №12 2003 С.23-27