Большой космический обман США. Часть 4 - Анатолий Витальевич Панов
Специалисты СССР это все прекрасно понимали. В конструкции тепловой защиты советских космических самолетов отсутствовали указанные металлические крепления, в виде винтов и заклепок. Мало того, в конструкции этих аппаратов использовали абляционную защиту в виде специальной «смазки» на нижней поверхности тех же «Боров». Советские специалисты прекрасно понимали невозможность удержания таких плиток на поверхности корпуса космического корабля без специальной подложки и без межплиточных термостойких уплотнителей: «С самого начала работы над материалами для тепловой защиты многоразового космического корабля было ясно, что плитку из кварцевого волокна невозможно крепить непосредственно на металлический корпус изделия. Требовались демпфирующие подложки. Требовались также разнообразные прокладочные материалы, в том числе термостойкие вкладыши для защиты зазоров между плитками покрытия. В ВИАМ были предложены и разработаны нетканые материалы из полимерных волокон, обладающие всеми необходимыми свойствами, — начиная от термостойкости и заканчивая высокой надежностью в условиях работы космического корабля. Приводятся основные свойства термостойких полимерных волокон, физико-механические показатели созданных на их основе нетканых материалов АТМ-15, АТМ-16 и АТМ-19 в исходном состоянии и пропитанных гидрофобизирующей эмульсией, с нанесением на поверхность дополнительного эрозионностойкого покрытия. Для создания монолитной поверхности теплозащиты, межплиточные зазоры заполняли термостойким материалом в виде вкладыша (марка МТУ). Приведены свойства материалов АТМ-16ПКП и АТМ-19ПКП.
Схема крепления плитки к обшивке представлена на рисунке: Рисунок 1. Схема крепления плиток (ТЗМК) к обшивке из алюминиевого сплава. Основным материалом теплозащиты при температурах до 1600°С является очень легкая плитка из супертонкого кварцевого волокна (ТЗМК), обладающая комплексом уникальных теплофизических свойств. Однако из-за большой разницы в температурном коэффициенте расширения (ТКР) алюминиевого сплава обшивки и плитки из ТЗМК, нельзя было крепить плитку на внешнюю поверхность «Бурана», — это могло бы привести к растрескиванию плитки при перепаде температур. Поэтому была поставлена задача разработать демпфирующий материал (компенсатор) для установки его между плиткой из ТЗМК и внешней поверхностью планера «Бурана». Такой материал, приклеенный как к обшивке, так и к плитке, должен нивелировать различие ТКР между керамической плиткой и металлической поверхностью, при этом иметь низкую плотность (0,15—0,20 г/см³) и термостойкость до 300°С.
С учетом этих требований и имеющихся литературных данных наиболее подходящим решением представлялось создание нетканого материала типа войлока или фетра на основе термостойких полимерных волокон, изготовляемого иглопробивным способом. Для исследований были выбраны наиболее термостойкие волокна: фенилон (ароматический полиамид), терлон (ароматический полиамид), аримид (полиимидное волокно) и лола (волокно на основе лестничных и полулестничных полимеров). Такие материалы были необходимы для использования в качестве межплиточных вкладышей и самостоятельной теплозащиты — на участках изделия с температурой разогрева до 400°С — вместо трудоемкой и дорогостоящей плитки ТЗМК для части крыла и боковых поверхностей фюзеляжа.
В результате проведенных исследований и испытаний для демпфирующей подложки был разработан иглопробивной материал на основе синтетических волокон фенилон и терлон, получивший марку АТМ-15. Положительные результаты при создании иглопробивного материала АТМ-15 позволили разработать материалы такого же типа, но на основе более термостойких полимерных синтетических волокон аримид и лола. Разработанным материалам присвоены марки АТМ-16 и АТМ-19. Материал АТМ-16 предназначен для использования в качестве межплиточного вкладыша и устанавливается по периметру плиток. Материал АТМ-19 использовался в качестве самостоятельной теплозащиты боковых поверхностей изделия. Материалы АТМ-15, АТМ-16, АТМ-19 соответствовали предъявленным требованиям по физико-механическим свойствам». [16]
Данных о том, что такие плитки крепились к корпусу металлическими заклепками, нет. На фотографиях НАСА аналогичные плитки на донной части шаттла имеют признаки того, что их крепили к корпусу металлическими конструкциями типа заклепок или винтов. Создание такой защиты, если судить по запускам Бор-4, произошло в начале, средине 70-х годов 20 столетия. Вероятно, что американские спецслужбы получили доступ к материалам по изготовлению керамических, углеродных, теплозащитных плит. Только после этого они вышли на путь создания космического «челнока», получив сведения из СССР.
Схема с указанием значения температур, которые предельно допустимы для нагревания элементов конструкции у космического самолета «Буран», показывает максимальное значение температуры 1800°С, минимальное значение температуры 350°С. Не факт, что первые полеты шаттла были реальными. Скорее всего, до 1989—90 года американские фальсификаторы запускали макеты, в которых не было никаких космонавтов, вместо реальных аппаратов с экипажем внутри. Есть вероятность того, что американские сказочники НАСА смогли получить реальные технологии создания теплозащитных плит позднее того периода, в который были выполнены первые скромные полеты американских шаттлов, вплоть до 1989 года. Сравнение характеристик теплозащиты космического самолета «Буран» и космического шаттла США подтверждает эту гипотезу. Элементы (типы) теплозащиты «Бурана» защищают корпус и экипаж значительно эффективнее. Характеристики аэродинамического нагрева у реального космического самолета СССР отличаются от, предположительно, мифического американского шаттла по максимальному значению значительно!» [17]
Схема с указанием значения температур, которые предельно допустимы для нагревания элементов конструкции у американского, возможно, мифического аппарата «Спейс шаттл», показывает максимальное значение температуры 1480°С (1755°К), минимальное значение температуры 401.85 °С (450°К). Максимальное нагревание по значению температуры меньше на 320°С. «Теплозащита предназначена для поддержания температур обшивки не выше 450°К (176.85°С), стенок кабины экипажа — не выше 322°К (48.85°С), внутри ОПН — не выше 366°К (92.85°С), а в отсеках, где размещаются двигатели и шасси, 450°К (176.85°С), хотя при входе в атмосферу отдельные участки наружной поверхности нагреваются до 1755°К (1481.85°С). На различных участках корпуса, в зависимости от степени нагрева, при входе в атмосферу, теплозащита выполнена из различных материалов». [18] Ниже, графическая схема создания материалов в разные годы.
Теплозащитные материалы, созданные в СССР в дальнейшем, были рассчитаны на то, что этот материал мог прогреться до температуры 2000°С: «Материал защитного покрытия отличался аналогичными характеристиками и назывался «Гравимол»: «К числу наиболее ответственных компонентов теплозащиты «Бурана» относятся такие термостойкие элементы конструкции, как носовой обтекатель и секции передних кромок крыла из «углерод-углеродного» материала (УММ) «Гравимол». Название материала образовано из сокращения наименований разработчиков: НИИ «Графит», ВИАМ и НПО «Молния». [17] Очевидна разница между данными характеристиками аэродинамического нагрева при спуске «Бурана» и спуске «Шаттла», с орбиты в атмосферу. «При разработке ТЗП к исходным компонентам предъявлялись требования не только по минимальному содержанию примесей, но и их совместимости с аморфным кварцем.
При смешивании кварцевых волокон со связующим оно в основном концентрировалось в зоне контакта волокна, и при последующем обжиге формировался пространственный каркас, объем которого более чем на 90% состоял из пустот. В результате была разработана уникальная технология и определены критерии оценки параметров технологического процесса, обеспечившие получение различных типов теплозащитных материалов со стабильными свойствами. Каждый этап технологического процесса получения ТЗП контролировался. На стадии выходного контроля блок ТЗП проходил 100-процентный рентген контроль на наличие посторонних включений и неравноплотности.
Также оценивалась прочность каждого блока. Материал ТЗМК-10 превосходит зарубежный аналог Li-900 по пределу прочности при растяжении, а ТЗМК-25 легче Li-2200 на 30%, что для космических объектов весьма существенно. В тепловой защите ОК «Буран» использовались материалы на базе кварцевых и кремнеземных волокон. Дальнейшее повышение рабочей температуры подобных материалов требует замены волокон SiO2 на более тугоплавкие Al2O3, ZrO2, SiC, Si3N4.На схеме, показано повышение рабочих температур теплозащитных материалов (волокнистая керамическая плитка) за счет замены волокон на более тугоплавкие (черные цифры — теплопроводность при 20ºС/800ºС, Вт/ (м *