Воздушно-космический старт или вернуть двигатели на землю.
Тема: Воздушно-космический старт или вернуть двигатели на землю.
Самолет-носитель АН-124-100ВС обеспечивает полную дальность беспосадочного перелета в зону старта и возвращение на аэродром посадки до 4500 км, что позволяет производить запуски из заданных районов на орбиты различных наклонений.
Выбор точки старта и безопасной трассы полета проводится с учетом обеспечения безопасности пуска и траекторий падения отделяемых частей ракеты.
Выбор таких технических решений по комплексу позволяет обеспечивать запуски спутников в широком диапазоне высот и наклонений орбит без строительства дорогостоящих наземных стартовых сооружений. При этом, за счет старта ракеты в разряженных слоях атмосферы и добавочной скорости самолета, ракета выводит в космос на 30…40% больше полезного груза, чем при старте с Земли.
Ан-124? Ан нет, А-124, Авиастар-124 - новый кооперативный. / АвиаПорт.Конференция
Он является возвращаемой и многократно используемой первой ступенью системы выведения. На нем устанавливается комплекс технологического оборудования РКН и систем подготовки к пуску:Ан-124-100 (RA-82077) транспортной компании «Полет».
- пусковое устройство для размещения и десантирования РКН из самолета-носителя;
- автоматизированная система управления технологическими процессами подготовки РКН к полету;
- автоматизированная система управления предпусковой подготовкой пуском и послепусковыми операциями;
- автоматизированная система управления полетом РКН;
- спутниковая навигационная система;
- измерительный комплекс ракетного сегмента;
- рабочие места для операторов пуска РКН с борта самолета.
Самолет-носитель АН-124-100 ВС с ракетой на борту выполняет беспосадочный перелет в зону пуска с максимальной нагрузкой 120 т (включая заправленную ракету и оборудование), десантирование РКН и возвращение на базу. Общая дальность такого полета - около 4000 км. Незаправленная ракета, масса которой вместе с оборудованием составляет около 35 т, может транспортироваться на расстояние до 8000 км.
Самолет-носитель будет эксплуатироваться с тех же аэродромов, что и базовый Ан-124-100. Он способен взлетать практически из любой точки земного шара, где есть взлетно-посадочная полоса длиной не менее 3 км. Максимальная приближенность к заказчику места старта позволяет обеспечить оперативность выполнения задачи и гибкость графика выведения КА.Ан-124-100ВС
Самолет оснащается бортовыми стартовыми системами, с помощью которых выполняются следующие операции:
- установка транспортно-пускового контейнера с ракетой-носителем и полезным грузом в грузовую кабину;
- заправка ракеты топливными компонентами и газами;
- доставка РН в район запуска;
- управление полетом ракеты и полезного груза, а также контроль параметров объектов;
- передача необходимой информации в Центр управления полетом и другим потребителям.
Разработчики авиационного сегмента сделали все для того, чтобы на переоборудование базового самолета в самолет-носитель потребовались минимальные доработки конструкции самолета, штатных систем и оборудования. Рабочие места операторов пуска РКН находятся в кабине экипажа, а стойки с радиоэлектронной аппаратурой ракетного сегмента - в верхней кабине сопровождающих.
Критическим местом проекта "Воздушный старт" остается безопасное отделение ракеты от самолета-носителя. В АНТК "Антонов" проведен комплекс работ по изучению процессов движения ракеты внутри фюзеляжа и после ее разделения с самолетом-носителем:
- экспериментальное определение в дозвуковой аэродинамической трубе АТ-1 аэродинамических характеристик моделей самолета-носителя с учетом интерференции в процессе разделения;
- исследования динамики движения ракеты и самолета-носителя в момент их разделения;
- моделирование и визуальные наблюдения в аэродинамической трубе АТ-1 процесса выхода динамической модели ракеты из модели самолета-носителя.процесс выхода модели ракеты из модели самолета-носителя
Конструкторские проработки ключевых агрегатов комплекса и анализ результатов проведенных исследований по безопасному отделению ракеты-носителя подтвердили возможность технической реализации проекта АРК КН "Воздушный старт".
Для реализации проекта до 21 июня 2000 г. четыре самолета Ан-124 «Руслан» были переданы Минобороны России в собственность авиакомпании «Полет» в соответствии с распоряжением правительства РФ №1705-р от 1 декабря 1998 года. В соответствии с распоряжением, эти самолеты предназначены для транспортировки изделий ракетно-космической техники и создания комплекса средств выведения космических объектов в рамках проекта «Воздушный старт». К декабрю 2000 г . самолеты ВТА были доработаны под тип сертифицированного гражданского воздушного судна Ан-124-100 на заводе «Авиастар» (г.Ульяновск). Была произведена установка навигационных систем и осуществляются доработки, связанные с уменьшением шума на местности.
Помимо участия в проекте, переданные самолеты будут использоваться и для транспортных перевозок.
Государственный ракетный центр Макеева продолжает научно-исследовательские работы в рамках проекта «Воздушный старт», предусматривающий запуск космических ракет с авиационного носителя. Об этом 12 декабря «Интерфаксу-АВН» сообщил гендиректор и генконструктор предприятия Владимир Дегтярь.
— Создание такого комплекса обеспечило бы поддержание многофункциональности и рациональной взаимозаменяемости систем средств выведения для достижения гарантированного независимого доступа в космос в целях национальной безопасности и расширило бы возможности представления услуг на мировом рынке, — отметил Дегтярь, добавив, что проводить работу «мы бы хотели в рамках частно-государственного партнерства, о котором сейчас много говорится, но конкретных результатов, к сожалению, мало».
По его словам, уже подписаны меморандумы о намерениях с компанией SSTL (Великобритания), ОНВ-Systems (ФРГ), японскими фирмами Mitsubishi Electric и IHI Corporation о запуске полезных нагрузок. Более того, подписаны двусторонние протоколы о возможности базирования авиационного ракетного комплекса космического назначения на авиабазах острова Биак (Индонезия) и Камрань (Вьетнам). Они максимально приближены к экватору, что, как говорит Дегтярь, увеличивает возможности по выводу космических аппаратов даже на геостационарную орбиту.
Отметим, что о «Воздушном старте» говорят не первый год. В 2003 году было официально учреждено ЗАО «Корпорация «Воздушный старт», акционерами которого стали крупнейшие предприятия отрасли: РКК «Энергия», «ЦСКБ-Прогресс», ГРЦ имени Макеева. Проект был поддержан Роскосмосом, а разработку системы воздушного старта возглавил Роберт Иванов — один из главных проектировщиков «Энергии-Бурана». Идея в том, чтобы при запуске аппаратов на низкие орбиты использовать в качестве первой ступени тяжелый транспортный самолет Ан-124 «Руслан», а для непосредственного вывода спутников в космос — двухступенчатую ракету-носитель (РН) «Полет», собранную на базе разработанных в советское время реактивных двигателей, грузоподъемностью до 4 тонн. Владелец корпорации «Воздушный старт» и одновременно гендиректор авиакомпании «Полет» (сейчас в суде рассматривается иск о несостоятельности АК «Полет») Анатолий Карпов утверждал: переделка «Руслана» в космическую платформу потребует минимальных конструктивных изменений.
— Получившийся в результате самолет в интервалах между запусками можно будет использовать по прямому назначению — для перевозки грузов, — говорил тогда Карпов СМИ.
Впрочем, еще Роберт Иванов отмечал, что главная проблема в реализации программы — это финансирование:
— Проект окупится за три года, так как уже есть десятки заказов, но инвесторов отталкивает российская нестабильность.
В 2004 году на престижной выставке Indo Defence 2004 в Джакарте этот проект был представлен, причем базироваться он должен был на индонезийском острове Биак (находится в двух градусах от экватора).
Однако в дальнейшем его реализация замедлилась. Только в сентябре 2007-го Россия заключила с правительством Индонезии соглашение о «реализации аэрокосмического проекта „Воздушный старт“ и строительства для него космопорта». Тогда руководитель информационной службы корпорации «Воздушный старт» Леонид Широбоков в интервью СМИ замечал:
— Проработанность проекта и существование в готовом виде самолета-носителя позволяют надеяться, что уже к 2010 году завершатся полетные испытания. А в 2011 году «Воздушный старт» поступит в эксплуатацию.
Но этого не произошло. В 2013 году на авиасалоне МАКС-2013 снова был представлен АРКК «Воздушный старт», причем ведущий специалист ГРЦ Макеева Сергей Егоров в интервью смело заметил, что через два-три года «о нас будут знать все»…
Между тем, проект запуска спутника космических аппаратов с воздушного носителя с успехом реализуется в США, правда, рассчитан он для выведения в космос мини-спутников массой до 800 кг. Старт производится с помощью специально оборудованного самолёта L-1011 фирмы Lockheed Corporation и американской ракеты-носителя легкого класса Pegasus. Кстати, в известном боевике «В осаде 2: Тёмная территория» со Стивеном Сигалом в главной роли эта система использовалась для уничтожения захваченного террористами военного спутника с сейсмическим оружием.
Если вместо ракет-носителей «Протон-М», стоимость которого порядка 50 млн. долларов, спутники будут выводить способом воздушного старта, который раз в пять дешевле, то кому будут нужны эти РН тяжёлого класса? У проекта «Воздушный старт» может быть прекрасное будущее, потому как его выгодно использовать для выведения малых аппаратов, считает военный эксперт Виктор Мясников.
— Космическая техника стремительно уменьшается в размерах. По сравнению с 90-ми годами, масса нынешних блоков базовых космических аппаратов меньше в 30−40 раз. Почему сегодня аппараты выводят пачками — по 10, 12, 17 штук? Потому что ракеты приспособлены под более тяжелые спутники. И как раз с «Воздушного старта» мини-спутники запускать выгодно.
Во-первых, ракете этого комплекса не нужна первая разгонная ступень, которая преодолевает «тяжелый» слой атмосферы первые 10 километров.
Во-вторых, не нужно ждать, когда наберется весь пакет спутников, как в случае с наземным стартом.
В-третьих, спутники можно запускать с мест, максимально приближенных к экватору и к точке на орбите.
В-четвертых, для наземных запусков требуется гораздо больше объектов инфраструктуры.
Таким образом, комплекс «Воздушный старт» — серьезный конкурент для ракет-носителей, запускаемых наземным способом. И, конечно, находятся те, кто активно сопротивляется реализации такого проекта. Что скрывать, конкуренция и монополизм в нашей космической отрасли никуда не делись. Это при том, что «Воздушный старт» с появлением более легких композитных материалов, новых видов твердого топлива выглядит все привлекательнее и привлекательнее. Вспомните, у нас в свое время категорически запретили Юрию Урличичу (бывшему гендиректору компании «Российские космические системы» — «СП») делать наноспутники, как только первый был запущен с борта МКС, и на нем сразу отработали 10 новых технологий. Замечу, что стоило все это предельно дешево, да и управлять им можно было с обычного ноутбука, сидя на скамейке в московском сквере.
Американцы, к примеру, всячески стараются лидировать в этом сегменте, сделать запуски спутников быстрым и дешевым делом, ведь это крайне важно и для обороны: в случае обострения ситуации и какого-то конфликта, можно почти мгновенно вывести спутник в нужную точку, который будет давать необходимую информацию о противнике.
«СП»: — Наверное, можно назвать успехом, что подписаны двусторонние протоколы о возможности базирования «Воздушного старта» в Индонезии и Вьетнаме?
— Конечно, эти страны заинтересованы в подобных проектах, но ведь вся соль в том, что решается все не в Камрани или Биаке, а здесь — в Москве, на уровне правительства, где запросто может победить иная точка зрения.
«СП»: — Под Договор о ликвидации ракет средней и малой дальности (РСМД) этот проект не попадает?
— Нет, конечно. У этой ракеты другое предназначение — выводить полезную нагрузку на орбиту.
Академик российской Академии космонавтики им. К. Э. Циолковского Александр Железняков полагает, что проект «Воздушный старт» не может составить конкуренцию наземным пускам тяжелых носителей.
— Для коммерции, наверное, он нужен, но я бы не стал говорить, что за этим проектом будущее. Подобные системы только ищут свою нишу. В США идея запуска космических аппаратов с самолетов L-1011−100 реализована, но на низкой околоземной орбите.
«Воздушный старт» будет привлекателен для стран Азиатско-Тихоокеанского региона. Но в нынешней ситуации, если Дегтярь сумеет реализовать проект с точки зрения привлечения реальной клиентуры, то это, прямо скажем, будет подвигом, замечает главный редактор журнала «Национальная оборона» Игорь Коротченко.
— На рынке вывода полезных нагрузок жесткая конкуренция: он поделен между основными ключевыми игроками. К тому же, сегодня превалируют не соображения коммерческой выгоды в вопросах сотрудничества с Россией, в дело вмешивается большая политика. В этом смысле Штаты будут жестко давить, чтобы максимально сорвать любые наши проекты в данной сфере.
Что касается внутренней конкуренции, то да — у нас есть «Протоны», еще работает программа по утилизации межконтинентальных баллистических ракет РС-20, снятых с дежурства, но, думаю, мы должны радоваться любым нашим программам. Однако в случае с «Воздушным стартом» есть сложности с инфраструктурой: для реализации проекта необходимо не только годная взлетно-посадочная полоса для «транспортника», но целый монтажно-испытательный комплекс, где перед стартом ракеты будет проверяться на соответствие основных технических параметров, осуществляться стыковка и т. д., а также инфраструктура для размещения специалистов.
Проблема в высокой рискованности этого проекта: средства требуются серьезные, а положительный результат для его участников не гарантирован, отмечает военный эксперт, член Общественного совета ВПК Виктор Мураховский.
— Именно поэтому государство не вкладывается сюда, тем более что у него есть свои проекты — «Плесецк», «Байконур», «Восточный». Большие средства потрачены на ракеты-носители модульного типа «Ангара». По этой же причине не вкладываются и частные компании, которым не удается реализовать даже нормальный консорциум.
В чем риск? Во-первых, непонятно, как из-за политической ситуации на Украине теперь обеспечивать эксплуатацию носителя - Ан-124 «Руслан». Во-вторых, инфраструктура для этого проекта — это ведь не только «бетонка», нужно разворачивать целый комплекс по подготовке ракет, сборке спутников и т. д. Я уж не говорю про такие моменты, как безопасное отделение ракеты от носителя, идеальные погодные условия для запуска и др.
«Воздушный старт» — проект полезный и нужный, но, к сожалению, вялотекущий. Каждый год о нем вспоминают, но как доходит дело до реального финансирования — тут же возникают проблемы, говорит действительный академический советник Академии инженерных наук РФ Юрий Зайцев.
— Поэтому гендиректор и говорит, что, по-хорошему, нужен госконтракт. Раньше в вопросе вывода полезной нагрузки на орбиту мы на голову опережали американцев, теперь же, к несчастью, от них отстаем.
«СП»: — Есть мнения, что концепция воздушного старта имеет значительные недостатки. Например, во время отделения ракеты от самолета центр тяжести переносится в хвост, в результате чего воздушное судно может даже свалиться в штопор. Или — при выбросе перед включением двигателей ракета может «кувыркаться»…
— Ну да, говорят. Проблема в том, что проект на стадии ОКР и как таковые испытания не проводились. В свое время я много писал про «Морской старт», так вот применительно к нему высказывалось куда больше опасений, но ведь ничего — дело пошло, и запуски с морского космодрома проходили, можно сказать, удачно. Что касается «Воздушного старта», то, насколько я в курсе, таких опасений нет, а если какие-то проблемы и возникнут, то они вполне преодолимы с технической точки зрения.
Интересными для анализа проблемы являются попытки воздушного старта с транспортных самолётов С-5А и С-17.
В 1974 году был проведён первый воздушный запуск баллистической ракеты «Минитмен-1». Ракета размещалась на сбрасываемой платфороме внутри грузовой кабины, и была обращена носовой частью в сторону хвостового люка. Десантирование проводилось через грузовой люк с высоты полёта самолёта около 6 км, затем ракета отделилась от платформы и стабилизировалась с помощью трёх парашютов. При этом ракета до момента запуска двигателей снизилась до высоты 3,6 км.
В 2005 году был осуществлён сброс двухступенчатой РН с военно-транспортного самолёта С-17. Принципиальным отличием этого запуска стало то, что во время пуска ракета извлекалась комбинированным действием силы тяжести за счёт угла тангажа самолёта и парашюта и выводилась в положение, близкое к вертикальному, с малыми угловыми движениями, затем включился двигатель и система управления стабилизировала положение РН. Она падала примерно 230 м, двигаясь с горизонтальной скоростью около 350 км/ч. После включения ЖРД она пересекла высоту сброса через 15 сек.
Сорок лет назад, в октябре 1974 года, в США с военно-транспортного самолета С-5А был проведен экспериментальный запуск МБР «Минитмен-1». Это был первый в истории запуск ракеты такого класса с самолета. Испытания являлись составной частью работ по программе создания перспективной МБР МХ. Масса ракеты «Минитмен-1» составляла 31,8 т. Ракеты такой массы с самолетов никогда не запускались. Самой большой баллистической ракетой, стартовавшей до этого с самолетов, была ракета «Скайболт», имевшая стартовую массу около 5 т.
Для испытаний штатный самолет С-5А (бортовой номер 90014) из состава военно-транспортной авиации был дооборудован дополнительными системами крепления МБР внутри грузовой кабины, парашютного десантирования ракеты и управления пуском. Большая часть испытаний проводилась на полигоне в Эль-Сентро (штат Калифорния). Всего было проведено 21 испытание.
Вначале проводились испытания вытяжных парашютов. Затем с самолета десантировались железобетонные весовые имитаторы ракеты, масса которых увеличивалась с 20 т до 38,7 т. В двух испытаниях производилось десантирование не снаряженных топливом МБР «Минитмен-1». В последнем испытании, проводившемся 24 октября 1974 года, использовалась уже МБР «Минитмен-1», у которой была снаряжена топливом первая ступень. Ракета размещалась внутри грузовой кабины самолета на сбрасываемой платформе и была ориентирована носовой частью в сторону хвостового люка. Для десантирования платформы с ракетой из самолета использовалась двухкупольная парашютная система, а для ориентации МБР в вертикальном стартовом положении – три стабилизирующих парашюта. Вытяжные парашюты крепились к платформе, а стабилизирующие парашюты были прикреплены к носовой части ракеты. Вытяжные и стабилизирующие парашюты имели диаметр купола 9,76 м. Масса ракеты вместе с платформой составляла 38,7 т.
Самолет С-5А с МБР «Минитмен-1» на борту взлетел с авиабазы «Ванденберг» ВВС США. Его экипаж состоял из 13 членов, включая двух пилотов и 11 инженеров-испытателей. В качестве самолета сопровождения использовался самолет «Скай Уорриор», оборудованный фото- и киноаппаратурой. Пуск ракеты проводился над Тихим океаном в 25 км к западу от авиабазы «Ванденберг». Самолет при запуске ракеты летел горизонтально на высоте около 6 км. Ракета, установленная на платформе, была десантирована из фюзеляжа самолета через хвостовой люк, после чего сработали замки бандажей крепления ракеты к платформе, и она отделилась от платформы под действием усилия трех стабилизирующих парашютов. Заняв вертикальное положение, ракета опустилась до высоты 2,4 км. После этого в соответствии с программой испытаний на непродолжительное время – около 10 секунд – была запущена двигательная установка первой ступени. Ракета стала подниматься вверх и, пролетев небольшое расстояние, упала в океан.
Испытания подтвердили техническую реализуемость безопасного старта МБР массой 31,8 т с военно-транспортного самолета типа С-5А методом парашютного десантирования через хвостовой люк. В результате обеспечивалась возможность создания ракетного комплекса с МБР воздушного старта на базе существующих военно-транспортных самолетов в сжатые сроки и с минимальным техническим риском. При этом существенно уменьшались затраты по сравнению с вариантами, предусматривавшими разработку новых специализированных самолетов-носителей.
По оценкам экспертов, затраты на проведение испытаний составили примерно 10 млн долл.
На следующий после испытаний день все материалы по ним легли на стол госсекретаря США Генри Киссинджера. Проведенные испытания планировалось использовать в ходе предстоявших переговоров по СНВ в качестве весомого аргумента для введения ограничений на советские мобильные ракетные комплексы. Развертывание МБР воздушного базирования, по оценкам экспертов, способствовало бы повышению боевой устойчивости и гибкости функционирования стратегических наступательных сил США в неопределенных и кризисных ситуациях. Однако военно-политическое руководство США понимало, что любой новый развернутый ими тип стратегических ракет обязательно, хотя и с запаздыванием, появится в СССР. Из этого следовало, что создание и развертывание США баллистических ракет «воздух–земля» (БРВЗ) обязательно приведет к их созданию и развертыванию в СССР. Наличие этого вида стратегических вооружений у обеих стран было не в интересах США, стремящихся не к укреплению стратегической стабильности, а к достижению одностороннего превосходства.
Негативные последствия для США от развертывания советских БРВЗ перевешивали положительный эффект от роста боевой устойчивости и гибкости функционирования их стратегических наступательных сил в случае, если бы они тоже развернули такие ракеты. Необходимый уровень потенциала ответного удара США гарантированно обеспечивали существующие компоненты стратегических наступательных сил, и прежде всего малоуязвимые комплексы морского базирования с БРПЛ. США не нужен был второй вид мобильного базирования баллистических ракет. Поэтому они отказались от всех рассматривавшихся вариантов мобильного базирования МБР МХ, включая доведенный до стадии испытаний вариант железнодорожного базирования (Peacekeeper Rail Garrison).
Протоколом к заключенному между СССР и США в 1979 году Договору ОСВ-2 летные испытания и развертывание БРВЗ были запрещены на период по 31 декабря 1981 года. Хотя Договор ОСВ-2 не был ратифицирован, обе стороны придерживались его положений до конца 1986 года, когда США вышли за пределы предусмотренных им количественных ограничений. Заключенным в 1991 году Договором СНВ-1 комплексы БРВЗ были полностью запрещены. Запрет касался производства, испытаний и развертывания таких ракет. После вступления в 1994 году в силу Договора СНВ-1 запрет действовал в течение 15 лет (до 5 декабря 2009 года). В условиях договорного запрета БРВЗ американцы проводили летные испытания и приняли на вооружение баллистические ракеты-мишени с воздушным стартом малой (SRALT), средней (MRT) и большой дальности (LRALT). Эти ракеты используются в настоящее время при испытаниях системы ПРО. При этом созданные в США баллистические ракеты-мишени воздушного запуска мало чем отличаются от БРВЗ. Единственное, причем внешне не наблюдаемое, отличие от БРВЗ заключается в отсутствии на ракетах-мишенях боеголовок.
Заключенный между Россией и США в 2010 году в Праге Договор о СНВ не содержит запрета производства, испытаний и развертывания БРВЗ. Более того, действующий договор о СНВ не предусматривает засчет БРВЗ в отличие от БРПЛ и МБР наземного базирования. Засчету подлежат только тяжелые бомбардировщики, на которых они могут быть размещены. При этом развернутый тяжелый бомбардировщик, оснащенный даже несколькими БРВЗ, засчитывается всего лишь как один носитель. За каждым развернутым тяжелым бомбардировщиком независимо от реальной загрузки засчитывается только один ядерный боезаряд, в то время как реально находящиеся на нем БРВЗ суммарно могут нести до 10–20 ядерных боеголовок.
Стратегическое ядерное сдерживание в настоящее время обеспечивается наземной и морской составляющими стратегических ядерных сил России. Существующая авиационная составляющая СЯС на основе тяжелых бомбардировщиков Ту-95МС и Ту-160, оснащенных дозвуковыми крылатыми ракетами, не способна внести сколько-нибудь существенный вклад в ядерное сдерживание США. Возможное наращивание США численности ядерных боеголовок за счет «возвратного потенциала», развертывание широкомасштабной системы ПРО и реализация программ создания качественно новых систем обнаружения и слежения за подводными ракетоносцами стратегического назначения (программы ACTUV, LDUUV) и подвижными грунтовыми ракетными комплексами с МБР могут привести к утрате способности СЯС России осуществлять ядерное сдерживание.
Одним из эффективных средств поддержания боевой устойчивости СЯС России в условиях новых угроз могут стать ракетные комплексы с БРВЗ межконтинентальной дальности. В обозримой перспективе это единственный вид ракетных комплексов с баллистическими ракетами, который способен обеспечить практическую неуязвимость части ракетно-ядерного потенциала страны. Ракетные комплексы с БРВЗ, размещенными на существующих авиационных носителях, практически неуязвимы при дежурстве в воздухе. В перспективе возможно создание специализированного носителя БРВЗ, неуязвимого при дежурстве не только в воздухе, но и на аэродроме. Неуязвимость ракетных комплексов с БРВЗ, а также синергетический эффект, сопровождающий их развертывание, будут способствовать сохранению боевой устойчивости стратегических ядерных сил России.
Некритичность к ложным тревогам СПРН, значительный промежуток времени, предоставляемый высшему руководству страны для анализа обстановки и принятия решения, возможность демонстрационных действий путем наращивания дежурящей в воздухе неуязвимой группировки БРВЗ являются факторами, способствующими сохранению стратегической стабильности в неопределенных, кризисных ситуациях, а также деэскалации возникших конфликтов.
Представляется целесообразным трансформировать существующий авиационный компонент СЯС России, развернув ракетные комплексы с БРВЗ межконтинентальной дальности. Даже небольшое число комплексов с БРВЗ (15–20 самолетов-носителей) позволит существенно повысить боевую эффективность стратегических ядерных сил. Комплексы с БРВЗ могут быть созданы на основе существующих самолетов и баллистических ракет наземного либо морского базирования. Это позволяет разработать в сжатые сроки и развернуть качественно новый тип стратегического ракетного оружия с минимально возможным техническим риском и затратами. Наиболее экономичным вариантом является перевооружение на БРВЗ межконтинентальной дальности имеющихся в Дальней авиации ВВС России стратегических бомбардировщиков Ту-160. В последующем возможно создание малоуязвимого ракетного комплекса с БРВЗ, размещаемыми на специализированном авиационном носителе, обладающем высокой готовностью к взлету (30–60 секунд) и большим уровнем стартовой тяговооруженности.
Уникальные качества ракетных комплексов с БРВЗ межконтинентальной дальности могут способствовать укреплению стратегической стабильности как в условиях количественного наращивания новой триады стратегических сил США, так и в условиях двусторонних глубоких сокращений СНВ. Действующие договоры о СНВ и РСМД не препятствует созданию и развертыванию БРВЗ средней и межконтинентальной дальности. Ракетные комплексы с БРВЗ средней дальности могут парировать возрастающие угрозы на восточном и южном стратегических направлениях и стать несимметричным ответом на развертывание американской системы ПРО в Европе. Такие комплексы на базе самолетов, не являющихся тяжелыми бомбардировщиками, не подпадают под количественные ограничения договоров о СНВ и РСМД.
В 1970–1990-е годы ракетные комплексы с БРВЗ считали перспективным направлением совершенствования отечественных стратегических ядерных сил многие авторитетные специалисты в области авиационной и ракетной техники: генеральные конструкторы В.П. Макеев (КБ машиностроения), В.Ф. Уткин (КБ «Южное»), директор ЦНИИ машиностроения Ю.А. Мозжорин, директор ОАО «Независимый институт оборонных исследований» (ИНОБИС) В.М. Суриков, начальник отдела ЦНИИ машиностроения И.Т. Скрипниченко, начальник отдела Российского космического агентства П.П. Бузаев. В настоящее время за развертывание работ по комплексам с БРВЗ выступают бывший секретарь Совета безопасности РФ, академик РАН А.А. Кокошин, академик РАЕН Ю.П. Григорьев.
Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт» проводит комплексные испытания системы выведения телекоммуникационных спутников весом до 2,5 т на низкие орбиты, предусматривающей запуск ракеты путем ее десантирования из самолета Ан-124-100 «Руслан», сообщило агентство ИТАР-ТАСС в начале 1999 г
«Руслан» доставляет двухступенчатую ракету с установленным на ней спутником в любую точку над океаном либо над сушей, где... сбрасывает Через 6 с падения запускаются двигатели ракеты, благодаря стабилизирующему парашюту принявшей вертикальное положение. Дальше разгон космического носителя происходит по обычной схеме.
Комплекс «Воздушный старт» может работать практически в любой точке земной поверхности, где есть взлетно-посадочная полоса длиной не менее 3 км. Существенно важно, что установить спутник на носитель можно непосредственно на территории заказчика, таким образом решив проблему ограничений на экспорт космических технологий.
Самолет-носитель «Руслан» фактически служит возвращаемой и многократно используемой первой ступенью системы выведения спутника на околоземные орбиты. Его применение позволяет вдвое снизить стоимость выведения 1 кг полезного груза на опорную орбиту по сравнению со стоимостью аналогичных услуг уже эксплуатируемых наземных комплексов.
«Воздушный старт» — далеко не первое отечественное предложение подобного рода. Еще с начала 90-х гг на всех международных авиасалонах наши специалисты демонстрируют систему (очевидно — конверсионную) «Бурлак». Межконтинентальный стратегический ракетоносец попытались приспособить для решения вполне мирных задач, скажем, — выведения на орбиту небольших и легких спутников связи.
И это лишь один из вариантов применения уникальной технологии. Есть и другие. Например, существует проект глобальной спасательной системы «Призыв». Но баллистические ракеты, которыми предлагается доставлять спасательное оборудование, нельзя запускать в любом направлении (иначе потом придется проводить спасательные работы еще в местах падения ступеней).
Впрочем, коль мы уж заговорили о пилотируемых воздушно-космических системах, важнее здесь другое. Орбитальный «Союз» — аппарат, безусловно, заслуженный, но создавался давно и отнюдь не для снабжения орбитальных станций. «Шаттл» чересчур велик и снижению себестоимости выведения полезных грузов не способствует. Так может, предпочтительнее аэрокосмические системы?
Создание многоразовых транспортных кораблей «Спейс шаттл» и «Буран» не оправдало ожиданий разработчиков — стоимость изготовления и эксплуатации этих транспортных средств оказалась чересчур высокой. Однако приобретенный опыт позволил подойти вплотную к созданию полностью многоразовых транспортных систем, в первую очередь авиационно-космических (АКС) со стартом с самолета. Удельная стоимость вывода космической нагрузки на орбиту с их помощью может быть снижена в несколько раз за счет применения самолета-носителя, обеспечивающего старт орбитального корабля с начальной скоростью, равной скорости самолета.
Наиболее известной отечественной разработкой такого рода была система «Спираль», создававшаяся в КБ А.И. Микояна под руководством Г.Е. Лозино-Лозинского с 1965 до середины 1970 гг .
Со «спины» сверхзвукового разгонщика (его создание так и не началось) ракетной ступенью должен был запускаться маленький воздушно-космический самолет (а его аналог испытывался в воздухе). Но по причинам, далеким от технических, все работы были прерваны. Говоря проще, тогдашнее руководство страны не увидело в подобных системах особого резона — ведь у американцев такого не было — и прекратило финансирование разработки.
Работы возобновились лишь в 80-х гг. в НПО «Молния», под руководством уже генерального конструктора Лозино-Лозинского на основе разработок и исследований, связанных с созданием «Бурана». Новая система получила название МАКС — многоразовая авиационно-космическая система.
Первым из ее технических преимуществ можно назвать способность запуска полезного груза со стартом на любой географической широте и, следовательно, практически с любым наклонением плоскости орбиты к экватору Кроме того, необходимость вывода на заданную орбиту может возникнуть при срочной разведке районов техногенных и природных чрезвычайных ситуаций, а также при спасательных операциях в космосе. В последнем случае спасательный корабль должен стартовать в той же плоскости, что и терпящий бедствие. Ожидание момента пересечения этой плоскости точкой старта может составить у ракет до 5 суток, у МАКСа же — не более 12 ч. Как видите, большим преимуществом МАКСа является высокая оперативность применения.
Кроме того, при его эксплуатации отпадает необходимость в отчуждении земель под поля падения отработавших ступеней, что важно и с экономической, и с экологической точек зрения.
МАКС состоит из самолета-носителя Ан-225 «Мрия» и установленной на нем ракетной ступени массой 275 т. Та предлагается в 3 вариантах: пилотируемый двумя космонавтами либо беспилотный 27-тонный орбитальный самолет с одноразовым топливным баком (основной вариант, МАКС-ОС), грузовой невозвращаемый модуль (МАКС-Т) и полностью возвращаемая ступень (МАКС-М). Величина нагрузки, выводимой ими на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51° составляет, соответственно, 8,3 — 9,5, 18 и 5,5 т. На геостационарную же орбиту МАКС-Т может вывести до 5 т.
На орбитальном самолете МАКС-ОС предполагается использовать двухкамерный маршевый двигатель, работающий на трехкомпонентном топливе и способный выдержать до 10 полетов (сам же ОС — 100 запусков). При старте он работает на компонентах «керосин — жидкий кислород», по мере разгона и выхода из плотных слоев атмосферы переходит на «жидкий водород — жидкий кислород». Такой режим дает возможность значительно уменьшить объем, а значит, — габариты и массу топливного бака.
Высокое аэродинамическое качество ОСа позволяет ему при спуске уходить на 2000 км от плоскости орбиты, т.е. либо садиться на аэродромы по всей территории России, либо с любого витка сесть на заданную полосу. Для старта МАКСа, считают его создатели, пригоден любой аэродром 1-го класса, оснащенный оборудованием для межполетного обслуживания и заправки горючим орбитальной ступени. Подсчитано, что при ежегодных 20 — 40 запусках, затраты на МАКС окупятся за 3 года. После этого прибыль, гарантируемая инвесторам, составит 1 млрд долларов ежегодно.
Да только не слишком ли оптимистичны разработчики МАКСа? Сомневается в их выкладках бывший начальник 50 ЦНИИ МО СССР (потом — РФ, а с объединением военно-космических сил и ракетных войск стратегического назначения институт ликвидирован), профессор, доктор технических наук, академик Академии космонавтики имени К.Э. Циолковского, специалист в области ракетно-космической техники Э.В. Алексеев. «Вполне логично, — считает он, — что с особой тщательностью нужно вести работы в тех направлениях, где уже создан значительный задел».
Но... Первым и главным достоинством МАКСа считается снижение стоимости выведения полезной нагрузки на орбиту в несколько раз и полная окупаемость за три года эксплуатации. А если посмотреть публикации на эту тему за последние несколько лет, то бросается в глаза разброс цифр: «стоимость выведения меньше в 10 раз...8 раз...5 раз...З раза». Что касается срока окупаемости, то он, в различных источниках, «плавал» от 3 до 7 — 8 лет. А ведь речь идет о суммах, соизмеримых с десятикратным (!) ежегодным бюджетом всей Федеральной космической программы России.
Как показывает практика, стоимость транспортировки 1 кг полезного груза, выводимого на околоземную орбиту одноразовой ракетой, на порядок меньше, чем многоразовой. Это соотношение изменяется только при существенном увеличении количества пусков. Чтобы стать рентабельной, такая система, как МАКС, должна использоваться, как минимум, 100 раз — прежде, чем будет списана. Однако насколько реализуемо такое пожелание?
Получение заказов на 20 — 25 пусков зарубежных аппаратов в год представляется нереальным, поскольку рынок услуг поделен не в нашу пользу Если же говорить об отечественном рынке, то здесь значительную конкуренцию составят ракеты, снимаемые с вооружения, для которых существует дилемма — либо использоваться для вывода в космос, либо просто быть утилизированными.
Кроме того, Алексеев считает, что МАКС повторяет ошибки «Энергии»-«Бурана»: система создается без привязки к конкретным космическим аппаратам. Это вообще делает все разговоры об экономической эффективности беспредметными.
Рассматривая возможности использования самолета в качестве первой ступени орбитального корабля, он отмечает как положительною, так и отрицательные стороны. С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70 — 150 км, тогда как самолет — только на 10 км. Ракета дает прибавку в достижении орбитальной скорости 40%, тогда как самолет — всего 5%.
В то же время самолет, как подвижный старт, безусловно, имеет ряд интересных потенциальных преимуществ перед стационарными комплексами. Одно из них — возможность запуска космического аппарата в плоскости экватора при так называемом «методе прямого выведения на геостационарную орбиту». Однако продолжительность полета самолета до экватора, необходимость дозаправки в воздухе делают воплощение этой схемы сложным и требуют специальных мер по обеспечению безопасности и компенсации потерь криогенных компонентов топлива.
Более чем сорокалетний опыт космической деятельности, кроме ярких достижений, включает и печальные страницы. Катастрофы прошедших лет, расследование их обстоятельств и причин позволили выработать нормы безопасности, которые нашли отражение в законе «О космической деятельности», а также в нормативных документах РК-98-КТ.
А у разработчиков МАКСа ни одно из этих требований не нашло отражения в окончательном варианте проекта, говорит Алексеев. Они забыли, что жидкие водород и кислород взрывоопасны. О несерьезном отношении к проблеме безопасности свидетельствует, в частности, предложение начать испытания МАКСа на аэродроме Чкаловский в густонаселенном районе Подмосковья.
Какие меры будут приняты в различных внештатных и аварийных ситуациях? Это нужно было решать в начальной стадии проектирования. Что до сих пор не сделано, даже несмотря на официальное заключение по этому вопросу 50 ЦНИИ МО СССР, данное еще 27 февраля 1990 г за подписью того же Алексеева. На пробелы в вопросах безопасности проекта тогда же указала экспертная Комиссия при АН СССР, возглавляемая академиком РАН К.В. Фроловым, созданная в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР от 6 мая 1989 г с целью дать заключение по перспективности проекта МАКС.
Не менее важным является и выполнение требований к траекториям выведения космических аппаратов, которые должны быть безопасны для населения, объектов государственной инфраструктуры; Их выбор в обязательном порядке выполняется с учетом внештатных ситуаций. Кстати, трассы существующих космодромов выбраны с учетом этих ограничений и непрохождения участка выведения над территориями иностранных государств. Между тем, авторы МАКСа, отмечает Алексеев, объявляют о перспективах проведения запусков из любых точек, и единственным критерием выбора называют только нужные параметры орбит спутников, ни слова не говоря о требованиях безопасности.
Так что МАКС, похоже, еще долго будет летать только на бумаге. Тем более, что у него появились достаточно серьезные конкуренты, обладающие теми же достоинствами, но лишенные указанных недостатков.
Речь, в частности, идет о создании гибридных воздушно-космических систем морского базирования. Вот как, к примеру, описывает одну из них ее разработчик, директор и главный конструктор ТОО «Маренго» Н.Абросимов.
По прогнозам специалистов, емкость мирового рынка средств выведения в 2000 — 2009 гг составит 45 млрд долларов. Из них около 27,3 и 12 млрд пойдет на создание тех из них, которые смогут доставлять полезные грузы на геостационарную орбиту и на низкие околоземные орбиты соответственно. Причем доля тяжелых носителей в грузопотоке со временем значительно увеличится.
Сегодня на этом рынке сложилась довольно противоречивая ситуация. С одной стороны, уже существует целый ряд одноразовых космических средств с соответствующей инфраструктурой. Однако затраты на их производство и эксплуатацию высоки, а надежность составляет всего 0,92 — 0,96. С другой стороны, создание перспективной, более надежной и дешевой многоразовой транспортной космической системы (МТКС) потребует времени и значительных средств. Работы в этом направлении ведутся в США, Франции, Японии и других развитых странах. Уникальный технологический и экспериментальный задел и у России. Многое сделано, к примеру, при создании системы «Энергия» — «Буран».
ТОО «Маренго» предлагает свою концепцию универсальной МТКС высокой грузоподъемности. Ее основными элементами являются воздушно-космический самолет (ВКС) и разгонно-стартовая система на базе экранолета. Многие используемые при ее разработке идеи уже опробованы и нашли подтверждение, имеется и соответствующая промышленная база. Поэтому как сама система, так и ее инфраструктура могут быть созданы за 8-9 лет
Экранолет с космическим самолетом разгоняется до заданной скорости и уходит от экрана, земной поверхности. На высоте 8 — 12 км дается команда на включение двигателей космического самолета, который отделяется от носителя и продолжает набирать скорость. Он доставляет полезную нагрузку на опорную орбиту, а потом возвращается на Землю.
Создатели ВКС предлагают использовать прошедшие испытания модернизированный топливный отсек и двигательную установку второй ступени космической системы «Энергия» — «Буран», а также планер, шасси и систему посадки орбитального корабля. Стартово-разгонный экранолет может быть построен в России за 6 — 6,5 лет на базе имеющегося в этой области научно-технического задела. Предлагается поэтапная реализация проекта, что позволит сократить сроки возврата вложенных средств и в дальнейшем получить значительную прибыль.
Сначала создается надежная и экологически безопасная система выведения тяжелого класса с одноразовой двухступенчатой ракетой-носителем. В качестве первой ступени используется модернизированный блок второй ступени «Энергии» (топливный отсек укорачивается на 5 — 6 м, вместо шести двигателей устанавливаются четыре), второй — доработанная третья ступень ракеты «Союз». Различные модели разгонных блоков обеспечат доставку спутников на геостационарную и просто высокие околоземные орбиты, позволят отправлять межпланетные экспедиции.
По расчетам специалистов, срок реализации первого этапа составит 3,5 — 4 года при стоимости 2 млрд долл. Через 4 года, при 10 пусках ежегодно, эти затраты (с учетом процентов за кредиты) полностью окупятся.
На втором этапе кислородно-керосиновый блок заменят новым кислородно-водородным разгонным блоком, что увеличит грузоподъемность носителя.
На третьем этапе завершается создание универсальной многоразовой транспортной системы «Земля — Космос — Земля» грузоподъемностью до 55 т (прорабатывается ее увеличение до 60 т). К началу полетов ВКС пройдут многолетние испытания и двигательная установка, и кислородно-водородный ракетный блок, который будет использоваться для выведения очень больших полезных грузов. Повышению надежности системы и увеличению вероятности спасения груза на любом этапе выведения способствует то, что исключен один из наиболее рискованных этапов полета — вертикальный пуск с помощью ракетных двигателей. Резервирование гарантирует выполнение программы при отказе любого маршевого двигателя на всех участках полета, а включение двигателей самолета на достаточно большой высоте дает необходимый запас времени для спасения груза при аварии.
После завершения полета ВКС приземляется на аэродромную полосу, как корабли «Буран» и «Спейс шаттл». Кроме того, рассматривается вариант посадки на экранолет, что исключает необходимость строительства аэродромного посадочного комплекса, сокращается время и стоимость межполетного обслуживания. Система становится более гибкой, потому что не привязана к стационарным сооружениям. Один и тот же экранолет может использоваться как для старта, так и при возвращении.
В дальнейшем затраты на транспортные космические услуги будут еще снижаться из-за увеличения частоты пусков и объема грузопотока. К сказанному добавим, что проект Абросимова — не единственный. В недавнем номере журнала «New Scientist» опубликована статья, посвященная совместным разработкам российских и японских конструкторов. Речь идет о гигантском экранолете, оснащенном ракетным двигателем и способном лететь над поверхностью воды с околозвуковой скоростью. А.Небылов — директор Международного института современных аэрокосмических технологий (Санкт-Петербург) считает, что при горизонтальном запуске космического носителя с высокой начальной скоростью можно обойтись без дополнительных ускорителей. Возвращаясь, космический корабль будет «прикрыляться» на движущийся экранолет. Такой «трюк», кстати, был опробован нашими летчиками еще в 30-е гг, когда истребители стартовали и возвращались на крыло самолета-авиаматки.
В общем, как видите, в идеях у русских, как всегда, недостатка нет Остановка, как обычно, за малым: где взять денег на осуществление этих (или иных) замечательных конструкций?
Какие же преимущества считаются неотъемлемой особенностью аэрокосмических комплексов, т.е. таких, основу которых составляют самолеты? Начнем со старта.
Для взлета ракеты нужно, чтобы тяга двигателей превышала, процентов на 20, стартовый вес машины, тогда как самолету достаточно 20 — 25 % той же величины, те. в 5 — 6 раз меньше. Правда, для сверхзвукового полета тяговооруженность (отношение тяги к весу) должна уже достигать 0,5, но ведь и масса самолета в процессе разгона уменьшается. Значит, при самолетном старте можно использовать двигатели меньшей тяги, но значительно большей удельной тяги, те. энергетически более эффективные, что уже серьезно — это уменьшает требуемый запас топлива. Более того, становится возможным применение воздушно-реактивных двигателей, которым не нужен окислитель, — они обходятся кислородом воздуха. Правда, на больших высотах работают только ракетного двигатели, но все равно, экономия существенная.
Немаловажный момент: горизонтальный старт предотвращает гравитационные потери скорости, которые у ракет достигают 10%.
Ракета, идущая по баллистической траектории, крайне ограничена в боковом маневре, а поменять плоскость орбиты космического аппарата вообще очень сложно — чтобы просто повернуть ее на 90°, нужно столько же топлива, сколько на вывод на эту орбиту! Но самолет в атмосфере можно развернуть как угодно, хоть на обратный курс. Более того, если плоскость требуемой орбиты далека от аэродрома, сначала можно долететь до нее.
Наконец, главное: аэрокосмическую систему можно сделать полностью многоразовой, с возможностью прекращения полета на любом участке разгона до космической скорости и аварийной (или штатной) посадки если не в любом, то в большинстве аэропортов мира. А это дает безграничные, на фоне одноразовых баллистических носителей, возможности по отработке конструкции, обеспечению безопасности, упрощению эксплуатации...
Для того чтобы ЛЮБОЕ тело вышло на околоземную орбиту, его нужно разогнать до скорости около 8 км/с — без малого, 29 тыс. км/ч. А все вышеописанные прелести реализуются при условии, что большую часть из этих «тыс. км/ч» АКС наберет в атмосфере... Просто для сравнения напомню, что крейсерская скорость магистральных рейсовых самолетов — 800 — 900 км/ч. Ту-144 и «Конкорда» — 2200 км/ч, самых быстрых сверхзвуковиков МиГ-25 и SR-71 — 2900 — 3400 км/ч, и только некоторые крылатые ракеты, экспериментальные в основном, выходят на 4000-6000 км/ч...
До сих пор нет однозначного ответа, можно ли вообще создать самолет, способный работать во всем диапазоне скоростей от примерно 250 — 300 км/ч на взлете до выхода на орбиту, — слишком уж различаются режимы полета. Казалось бы, логичное решение: многоступенчатый принцип, воздушный старт. Но и здесь все неоднозначно, главный вопрос: на какой скорости разделять ступени?
Как правило, рассматриваются два варианта: разделение на дозвуковой скорости и на сверхзвуковой (или гиперзвуковой). Вариант более чем двух— (например, трех-) ступенчатой схемы до недавнего времени не рассматривался, о нем поговорим позднее. И еще: если первой ступенью однозначно является самолет, то второй может быть как самолет, так и баллистическая (аэробаллистическая) ракета.
Разделение на сверхзвуковой скорости — энергетически наиболее выгодное — требует создания тяжелого сверхзвукового (и даже гиперзвукового) самолета-носителя с внешним размещением полезной нагрузки — второй ступени. История авиации показывает, что это — сложнейшая научно-техническая задача сама по себе. Тяжелые сверхзвуковики можно пересчитать по пальцам, в серию же и эксплуатацию пошли вообще единицы. А, например, в прославленном отечественном проекте «Спираль» за гиперзвуковой разгонщик даже не брались, сосредоточив внимание на орбитальной ступени...
А при разделении на дозвуке говорить о самолете — первой ступени просто нельзя! Что это за ступень, которая дает всего 3 — 5 % требуемой скорости? Здесь, к сожалению, приходится забыть обо всех энергетических преимуществах АКС, оставив — с оговорками — только эксплуатационные. Практически, мы получаем ту же самую ракету (или космический корабль), только стартующую не с наземного космодрома, а с некоей летающей платформы.
Да, не нужны космодромы, шире выбор полей падения, не мешают государственные границы... При определенных обстоятельствах это может быть принципиально важно. Но в весовом совершенстве, а значит, — в топливной и экономической эффективности того, что запускается с самолета, мы проигрываем! Потому, что конструкция такого аппарата (а в описанных выше МАКСе и «Воздушном старте» это чистые баллистические ракеты!) работает в более тяжелых, чем при старте с Земли (и даже из-под воды), условиях: в течение большей части полета на комплекс действуют поперечные нагрузки, а «классические» носители сталкиваются почти исключительно с продольными.
Отсюда ясно — утверждения о большой эффективности таких АКС не имеют под собой почвы.
Другое дело, если с дозвукового разгонщика стартует воздушно-космический самолет. Тогда конструкция последнего резко упрощается, ведь ему не нужны огромные крылья и тяжелые шасси, чтобы оторваться от Земли на малой скорости и с полным стартовым весом!
Но почему-то отечественные разработчики уделяют этой схеме куда меньше внимания...
Товарищу Сталину приписывается высказывание: «Это верно политически, но неверно исторически!». К сожалению, оно блестяще описывает состояние дел с современными проектами аэрокосмических систем, по крайней мере, — отечественных.
Предыстория у них всех одна. Надо знать, что, в отличие от математики, проектно-конструкторские задачи не имеют однозначного решения. Обычно при создании любого нового образца параллельно прорабатываются множество (десятки) вариантов, число которых сокращается по мере продвижения работ. В недавние — советские, лучшие — времена отклоняемые версии успевали проработать достаточно глубоко, иной раз — до полноразмерных макетов. Причем зачастую отвергнутые — отнюдь не значит «плохие»: критерии, как правило, меняются со временем, и не принятое вчера может оказаться идеальным завтра.
Так вот, МАКС родился именно из такой — отвергнутой — разработки. Конкурирующее изделие представлялось следующим образом: вертикальный старт, параллельное размещение ступеней, первая — многоразовый ракетный блок в корпусе «Бурана», вторую образовывали одноразовый топливный отсек и тот же самый о
Очевидна избыточность инфраструктурных проектов, именно воздушный старт позволит снизить расходы на инфраструктуру.
Первоначально планировалось построить пять опытных экземпляров гиперзвуковых планеров, которые были заложены еще в конце 59-го. Через несколько месяцев первый планер был готов и на опытном производстве начали монтаж аппаратуры управления, охлаждения и измерения параметров. Одновременно с этим в ОКБ-586 под руководством М.К. Янгеля производили доработку ракеты Р-12. Для установки самолета «130» на ней нужно было разместить новый стыковочный узел, а также усилить конструкцию по причине возросшей массы выводимого груза.
В ОКБ Туполева и Янгеля уже начали готовиться к первому запуску ракеты Р-12 с Ту-130 «на борту», но уже в феврале 1960 года проект гиперзвукового планера отдали конструкторскому коллективу под руководством В.Н. Челомея.
В космос!
Однако закрытие туполевского проекта «130» не похоронило все наработки конструкторского бюро по теме гиперзвуковых летательных аппаратов. Всего через несколько лет после передачи «130» Челомею работы над идейным продолжением «ДП» и «130» были продолжены. Во второй половине шестидесятых в аэрокосмической отрасли появилось новое направление, как тогда казалось, универсальное и очень перспективное. Это были воздушно-космические самолеты (ВКС). Новое направление обещало обеспечить и военных, и гражданских техникой нового уровня, обладающей значительным количеством преимуществ перед существующей. Так, за пределами атмосферы можно достигнуть гораздо больших скоростей, чем в воздухе, а взлет и посадка «по-самолетному» должны значительно снизить стоимость рейса. Кроме того, воздушно-космический самолет можно использовать и для вывода космических аппаратов на низкие орбиты.
Начиная с 1968 года, в ОКБ Туполева прорабатывалось несколько проектов ВКС с различной компоновкой, взлетной массой и силовой установкой. Так, взлетная масса перспективных аппаратов колебалась от 250 до 400 тонн, а в качестве силовой установки предлагались не только традиционные жидкостные ракетные двигатели, но и ядерные с водородом в качестве рабочего тела. Конечно, с позиций сегодняшнего дня такие проекты выглядят чистой фантастикой, но в конце 60-х они считались действительно перспективными и вполне реальными. Но, к сожалению, реальными их видели только инженеры. Потенциальный заказчик в лице министерства обороны предпочел воздушно-космическим самолетам уже освоенные ракеты. Поэтому ни по одному из вариантов ВКС конструкторское бюро Туполева нормальных проектных работ так и не начало.
Однако вряд ли только косность военных пагубно сказалась на судьбе туполевских ВКС. К примеру, ядерный ракетный двигатель даже по нынешним меркам является технологией будущего, не говоря уже о конце 60-х. Кроме технологической сложности они имели и ряд других проблем. Самая ощутимая из них – радиоактивность реактивной струи. Из-за этого взлет воздушно-космического самолета с ядерным двигателем должен происходить либо в специально выделенной местности (вряд ли кто-то разрешит это), либо при помощи дополнительных двигателей. В ОКБ Туполева для этого предлагали применить специально созданный турбореактивный двигатель, работающий на жидком водороде. С одной стороны, такое горючее исключало необходимость заправки самолета сразу двумя топливами, но с другой, такой двигатель нужно было создавать почти с нуля. Для справки: первый полет самолета с двигателем на жидком водороде – Ту-155 – состоялся только в 1988 году.
К счастью, и наработки по тематике ВКС не пропали даром. Тот самый Ту-155 мог даже не появиться, если бы в свое время на фирмах Туполева и Кузнецова не провели некоторые исследования на предмет перспектив криогенного топлива. Да и в настоящее время жидкий водород считается одним из наиболее выгодных перспективных видов топлива, в том числе и для воздушно-космических самолетов.
Орбитальный самолет
Интерес советских военных к воздушно-космическим системам появился только в конце семидесятых – начале восьмидесятых. Тогда стало известно, что в США полным ходом идет создание «Спейс Шаттлов» и советскому министерству обороны понадобился аналогичный аппарат. Уже к концу первой половины 80-х ОКБ Туполева в сотрудничестве с рядом организаций подготовило пакет документов относительно облика перспективного летательного аппарата. В ходе изысканий по теме было выработано три основные концепции ВКС, отличающиеся друг от друга как конструктивными, так и эксплуатационными особенностями. В частности, даже по поводу взлета было предложено целых три варианта:
- самостоятельный горизонтальный взлет с аэродрома при помощи собственного шасси или специальной разгонной тележки;
- взлет при помощи носителя, выводящего орбитальный самолет на необходимую высоту и скорость;
- взлет при помощи сверхтяжелого самолета носителя (взлетный вес порядка 1,3-1,5 тыс. тонн) и последующий самостоятельный разгон.
Похожим образом дело обстояло и с другими моментами эксплуатации одноступенчатого орбитального самолета (ООС). Однако по результатам математического моделирования всех трех вариантов наиболее выгодным по возможной полезной нагрузке и максимальной высоте орбиты был признан взлет при помощи самолета-носителя. В качестве силовой установки для ООС изначально рассматривалась комбинация жидкостного и прямоточного реактивных двигателей. Жидкостные должны были осуществлять первоначальный разгон ООС, после чего включались более экономичные прямоточники. Однако уже на стадии предварительного проектирования от ПВРД пришлось отказаться. Дело в том, что в то время не было возможности сделать подходящее входное устройство для такого двигателя. Планировалось, что прямоточные двигатели будут включаться на скоростях не менее М=5…7, а наработок по воздухозаборникам, предназначенным для таких скоростей, тогда еще не было. Пришлось оставить только жидкостные двигатели. Самым эффективным топливом был признан жидкий водород, а в качестве окислителя предложили жидкий кислород. Примечательно, что именно эти сорта топлива и окислителя были выбраны, в первую очередь, из экономических соображений – производство жидкого кислорода было уже давно налажено, а для массового производства жидкого водорода не требовалось больших вложений.
Конструкция ООС фирмы Туполева в некоторой мере напоминала проект «103». Та же бесхвостка с низким расположением крыла. Однако оживальное крыло ООС имело развитый корневой наплыв, а вместо двух килей был только один. В целом, ООС больше был похож на корабль «Буран», чем на своего прямого предка. Интересна аэродинамика проекта. Так, s-образный профиль крыла был наиболее эффективным на дозвуковых скоростях. По задумке конструкторов, при полете с дозвуковой скоростью подъемная сила создавалась крылом. При переходе через звуковой барьер эффективность крыла резко снижалась, и поддержание самолета в воздухе происходило за счет фюзеляжа с характерным плоским днищем и формы крыла в плане. Для управления ООС имел элевоны в задней части крыла и двухсекционный руль направления на киле. Эти рули должны были применяться для маневрирования на до- и сверхзвуковых скоростях. При переходе на гиперзвук, а также на орбите для управления маневрами предназначались маломощные жидкостные двигатели. В хвостовой части фюзеляжа размещались три ЖРД с расчетной тягой по 200 тонн, а в центральной был предусмотрен отдельный отсек для баков топлива и окислителя.
Гиперзвуковые «Ту»
Для защиты конструкции аппарата и грузов от высоких температур, возникающих при движении на гиперзвуковых скоростях, внешние детали самолета предлагалось делать из разных материалов с различной стойкостью к тепловым нагрузкам. Так, в качестве материала для носа фюзеляжа, носков крыльев и киля (температура до 2000°) предлагался углепластиковый композит, усиленный карборундом и диоксидом кремния. Остальные поверхности должны были защищаться керамической плиткой с боросиликатным покрытием, причем толщина плиток и покрытия зависела от расположения конкретной плитки.
Расчетный взлетный вес ООС был определен в пределах 700 тонн, десять из которых приходились на полезную нагрузку. Самостоятельная посадка ООС должна была происходить на скорости в 240-250 км/ч. Как уже говорилось, в начале работ единого мнения о способе взлета не было. Однако позже приняли решение, что подъем в воздух при помощи самолета-носителя будет наиболее выгодным вариантом. Совместно с другими предприятиями ОКБ Туполева провело исследования перспектив самолета-носителя. Взлетный вес ООС в 700 тонн требовал соответствующего гигантского носителя. В различных вариантах носителя его полный вес равнялся, а то и превышал взлетный вес орбитального самолета. Таким образом, вся система в сборе перед взлетом весила 1600-1650 тонн. Можно представить себе габариты такого монстра.
Из-за сложности решения комплекса научно-технических, технологических и эксплуатационных проблем создания одноступенчатого ВКС, в ходе проектирования решено было, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант. На этом летательном аппарате будут проверены в реальных условиях полета новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, самолетных систем и двигателей и оборудования. Необходимость создания экспериментального ВКС обусловлена, кроме всего прочего, отсутствием условий натурного моделирования на наземных установках при числах М = 6 - 8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции.
В 1987 - 1988 гг. ОКБ, совместно с ЦАГИ, ЦИАМ и другими предприятиями и организациями разработало концепцию одноступенчатого ВКС с комбинированной двигательной установкой, имеющей в своем составе гиперзвуковой ВРД (ГПВРД).
Принципиальная новизна разрабатываемого ВКС, неопределенность в характере внешних воздействий на него, отсутствие проверенных технических решений по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов, обуславливали необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального ВКС. Поэтому вся программа по созданию экспериментального ВКС была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета ЭГС с максимальной скоростью полета до М = 5 - 6 и создание экспериментального ВКС -прототипа одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос.
В рамках работ по второму этапу в ОКБ в конце 80-х годов было подготовлено техническое предложение по проекту экспериментального ВКС Ту-2000А и техническое предложение к одноступенчатому ВКС Ту-2000. В дальнейшем, в течение нескольких лет, исходная концепция развивалась. В частности, появилось предложение по переходу в двигательной установке от ГПВРД к ШПВРД. Создание экспериментального ВКС Ту-2000А являлось необходимым этапом работ, на нем должны были быть проверены в реальных условиях все новые концепции, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера. Учитывая экономические и организационные сложности 90-х годов ОКБ предложило начинать работы по Ту-2000А с создания промежуточных ВКС Ту-2000А-1 и Ту-2000А-2 как летающих лабораторий первого этапа, рассчитанных на полеты с максимальными скоростями, соответствующих М = 5 - 6. Для выполнения программы предлагалось создание летающей лаборатории на базе модернизированного двигателя АЛ-41Ф (Д-101) в модификациях: Д-101В с основной и форсажной камерой, работающих на водороде, и Д-101К с форсажной и основной камерами, работающими на керосине. Соответственно предлагались к проектированию и постройке самолет Ту-2000А-1 с двумя стартовыми двигателями Д-101, с взлетной массой 40 т и Ту-2000А-2 с одним стартовым двигателем Д-101, с взлетной массой 20 т. Ближайшим этапом работ должно было стать создание самолета Ту-2000А-2 с одним Д-101. После проведения этих работ можно было переходить к окончательному варианту Ту-2000А с взлетной массой 70 т с двумя новыми двигателями Д-100 тягой по 30 тс.
Для Ту-2000А была принята аэродинамическая схема «бесхвостка», все элементы ВКС конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из двух ТРД типа Д-100, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ГПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения. Большую роль в создании подъемной силы играет фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Органы управления традиционные для данной схемы ЛА: элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель - ГПВРД. Он включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ГПВРД, воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=6 и начала работы ГПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборников ТРД.
Особенностью конструкции ВКС является интегральное решение во взаимной компоновке планера и силовой установки, особенно в части, касающейся ГПВРД. Нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ГПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом.
Фюзеляж ВКС большого размера, в основном занят топливными баками с жидким водородом. В носовой части фюзеляжа расположена кабина на двух членов экипажа. Система аварийного спасения экипажа обеспечивает покидание ВКС на всех этапах полета от земли до околоземной орбиты. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая. Она прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа. На экспериментальном ВКС предполагалось использовать катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части самолета и торможением ее аналогично спускаемым аппаратам космических кораблей до скорости, соответствующей М = 2,0 - 2,5.
За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа занята топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.
Экспериментальный ВКС Ту-2000А второго этапа согласно предварительным расчетам ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70 - 90 тонн, запас жидкого водорода 30 тонн и жидкого кислорода 5 тонн. Длина самолета 55 - 60 м, размах крыла 14 м.
К середине 90-х годов в ходе работ по данной программе ОКБ подготовило техническое предложение по одноступенчатому воздушно-космическому самолету с горизонтальным взлетом и посадкой Ту-2000.
К этому периоду в мире было известно несколько десятков проектов одноступенчатых ВКС, разработанных в разное время различными фирмами и научными центрами ряда стран, которые можно было отнести к двум большим классам: с двигательной установкой на основе ЖРД, и с комбинированной двигательной установкой, в состав которой входят воздушно-реактивные двигатели. Первая группа проектов, с учетом нынешнего уровня развития техники, на ближайшее время малоперспективна, так как представляет достаточно противоестественный симбиоз самолетных принципов полета в атмосфере с баллистическими носителями и ракетной двигательной установкой, которая из-за необходимости нести на борту запас окислителя имеет низкий удельный импульс, что требует очень легкой конструкции. Кроме того, минимум потерь характеристической скорости при взлете на ЖРД получается при вертикальном старте. Любая другая траектория увеличивает потери, особенно аэродинамические.
Исходя из этого ОКБ для Ту-2000 приняло концепцию ВКС, предусматривающую использование ВРД. В рамках принятой концепции ОКБ совместно с другими предприятиями и организациями изучало возможности специфической группы проектов с двигательной установкой, использующей ожижение атмосферного воздуха в полете. Такая схема силовой установки возможна, особенно если траектория разгона имеет участок накопления кислорода при скоростях полета, соответствующих числу М = 4,5 - 5. Однако сама возможность выхода на орбиту такого самолета и масса полезного груза зависят от габаритов и массы установки ожижения и разделения воздуха, для проектирования которой в то время не было необходимого научно-технического задела. Воздухозаборник этой системы создает дополнительное сопротивление, что заставляет увеличивать тягу ВРД и т.д. Даже при благоприятных результатах разработки достаточно сложных в техническом и технологическом плане агрегатов и систем ВКС с ожижением, он не имеет преимуществ по сравнению с ВКС с ПВРД (ГПВРД, ШПВРД). Трудность освоения данной концепции была подтверждена многолетней историей разработки британского проекта «Хотол». В рамках возможного пути развития ВКС концепция «Хотол» в ОКБ рассматривалась в 1986 - 1987 гг., но дальнейшего развития не получила.
В концепции одноступенчатого ВКС Ту-2000 выведение на околоземную орбиту выполняется с помощью комбинированной силовой установки, которая включает стартовые газотурбинные двигатели для взлета, начального разгона, маневрирования у земли и посадки, разгонный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД или ШПВРД) и жидкостной ракетный двигатель. Как и в случае с экспериментальным Ту-2000А, особенностью ВКС Ту-2000 является интегральная компоновка планера и его силовой установки, в которой нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ВРД, и служит верхней профилированной поверхностью сопла ВРД с косым срезом. Варианты с ГПВРД и ШПВРД отличаются типом и диапазоном работы ВРД и соотношением масс горючего и окислителя для ЖРД и, что самое важное, значительным увеличением массы полезной нагрузки (для ГПВРД - 0,5 т, для ШПВРД - 10т).
Принципиально снятие этих проблем возможно путем внедрения ШПВРД вместо ГПВРД, разделением газотурбинной и прямоточной частей двигательной установки для ТРД и ШПВРД (ТРД со своим убираемым воздухозаборником на верхней части корпуса самолета, а ПВРД -на нижней. При этом диапазон работы ТРД ограничивается по верхней границе числом М = 2 - 2,5, что должно снять температурные проблемы с разработки ТРД. ШПВРД в этом случае работает в диапазоне скоростей полета от М = 2 - 2,5 до М = 20-25. Такой ВРД невозможно создать без глубокого регулирования его геометрии в зависимости от числа М полета во всем диапазоне его работы. С установкой ШПВРД значительно снижается потребная тяга ЖРД (более чем в три раза) и время его работы на активном участке. Поэтому, если в варианте с ГПВРД целесообразна установка одного большого разгонного линейного ЖРД в комбинации со специальными ЖРД системы орбитального маневрирования (ЖРД СОМ), то в случае ШПВРД возможна установка двух более легких ЖРД, используемых и для орбитального маневрирования. В варианте с ШПВРД общее количество топлива уменьшается почти на 20%, в то время как заправляемое количество жидкого водорода увеличивается на 40%. Поэтому объем топливных баков и габариты фюзеляжа в варианте с ШПВРД больше, он более критичен к весовому совершенству конструкции криогенных баков.
В ходе разработки элементов программы Ту-2000 и программы криогенных самолетов были освоены многие передовые и прорывные технологические процессы, освоены перспективные материалы. В частности, освоено производство и внедрение композиционных трубопроводов, в том числе криогенных, созданы различные агрегаты систем авиационной криогенной техники (насосы, клапана и др.). Освоены технологии производства методом намотки крупногабаритных композиционных баков, в том числе и криогенных. На основе этих технологий возможно создание криогенных баков для ракетно-космической и авиационной техники с удельной массой менее 20 кг/м². Подобные технологии позволяют изготавливать фюзеляжи самолетов из углеродного композиционного материала методом намотки с удельной массой менее 10 кг/м². В ходе разработки программы были освоены технологии изготовления полуфабрикатов и агрегатов самолета из высокотемпературных титановых сплавов (t раб. до 600°С) для аэрокосмической промышленности.
Общепризнано, что наиболее рациональным типом конструкции крыла для гиперзвуковых летательных аппаратов является «горячая» конструкция. «Горячая» конструкция консолей крыла (а также оперения) позволяет вообще обходиться без теплоизоляции или иметь минимальную теплозащиту (при особо сильном нагреве, как например для ВКС). Крыло являлось объектом тщательного изучения, так как оно должно нагреваться в полете до 500 - 550°С, обладая при этом необходимой прочностью, оставаясь легким и жестким, сохраняя необходимые геометрические обводы.
При разработке конструкции крыла гиперзвукового летательного аппарата предусматривается целый набор конструктивных решений, обеспечивающих при нагреве компенсацию температурных деформаций. Прочностной и тепловой анализ крыла показали, что наиболее подходящим конструкционным материалом крыла является жаропрочный титановый сплав. В ходе работ по Ту-2000, с распространением результатов на проекты гиперзвуковых самолетов, проводились экспериментальные работы по исследованиям формообразования гофра и гибки поясов лонжеронов, а также точечной сварки на образцах из реального материала. Для Ту-2000А был первоначально выбран никелевый сплав в качестве основного, так как это позволяло изготовить наиболее простое крыло экспериментального самолета первого этапа с максимальной скоростью полета, соответствующей М=6, вообще без теплоизоляции. Для полноразмерного ВКС этот вариант с теплоизоляцией имел, по расчетам, преимущество по массе по сравнению с конструкцией крыла из алюминиевого сплава (ВКС «Буран») и из титанового сплава. Механические и технологические свойства жаропрочного никелевого сплава были исследованы на элементарных образцах. Были изготовлены элементы конструкции гиперзвукового летательного аппарата (гофровые панели, лонжероны) с отработкой технологии штамповки, сварки, механообработки. Был изготовлен модельный кессон крыла с габаритами 2×1 м и проведены его теплопрочностные испытания в специальной установке. Изготовлен натурный кессон крыла ВКС размером 4x10 метров для теплопрочностных испытаний.
Никелевый сплав имел достаточную пластичность, обеспечивающую хорошую штамповку для качественного образования гофра, отличную свариваемость точечной, роликовой и аргонодуговой электросваркой без потери свойств. Однако в целом испытания сплава в реальных конструкциях дали больше отрицательных результатов. Уже при изготовлении не удалось полностью избавиться от коробления. Механические и тепловые методы правки не дали полностью положительных результатов. Кессон, выполненный из никелевого сплава сохранял геометрические размеры и выдерживал заданные нагрузки при нагреве до 700°С. Вместе с тем, при остывании верхняя обшивка кессона теряла устойчивость, появлялось коробление, что говорило о высоком уровне остаточных напряжений в конструкции, отмечались явления ползучести под нагрузкой при высоких температурах. Переход на титановый сплав позволил избавиться от многих конструктивных и технологических недостатков исходной конструкции.
К достоинствам ВКС Ту-2000 можно отнести:
- минимальная удельная стоимость выведения груза на орбиту;
- многоцелевое применение;
- оперативность и гибкость применения, малое время реакции;
- базирование на обычных аэродромах, оснащенных криогенным заправочным комплексом;
- возможность изменять плоскость орбиты, осуществлять выведение и спуск с параллаксом относительно плоскости орбиты;
- более высокая безопасность полета за счет возможности резервирования работы двигателей, системы управления самолетного типа, возможности оперативного прекращения полета и выбора - альтернативных траекторий возвращения на Землю;
- возможность использования как гиперзвукового или как трансатмосферного самолета.
Основным недостатком программы Ту-2000 является высокая сложность научно-технических задач, которые необходимо решить в ходе ее выполнения. К ключевым проблемам создания Ту-2000 относятся:
- создание ШПВРД, его интеграция с другими элементами силовой установки и самолетом;
- создание конструкции с требуемым весовым совершенством, в том числе разработка и освоение производства новых высокоэффективных конструкционных, теплоизоляционных материалов и покрытий, отработка конструкции криогенных топливных баков, «горячих» конструкций планера, конструкций с активным охлаждением;
- создание комплекса методов и средств расчета тягово-аэродинамических характеристик, процессов нагрева конструкции;
- разработка легкого и надежного ботового комплекса оборудования.
Более чем десятилетние научно-исследовательские работы по программе создания ВКС Ту-2000, в ходе которых были проведены конструкторские проработки различных вариантов компоновок, проведены и испытаны элементы конструкции интегральных криогенных топливных баков, элементы «горячей конструкции» крыла, новые жаропрочные конструкционные материалы в реальных самолетных конструкциях, элементы активной тепловой защиты планера, крупногабаритные конструкции из перспективных композиционных материалов с различными покрытиями, позволили ОКБ накопить бесценный опыт в области создания гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения.
Размещение груза «на спине» не позволило бы использовать МиГ-31 как сверхзвуковой разгонщик. Создание полностью многоразовой системы на базе МиГ-31 если и возможно, то с полезной нагрузкой не более 30-60 кг.
Вариант с использованием широко распространенного военно-транспортного самолёта Ил-76 проигрывает двум предыдущим вариантам по высоте подъёма (12 км), но значительно опережает их по массе полезной нагрузки (43,4-47 т).
В случае крепления АКС «на спине» необходимо предусмотреть не только специальные крепёжные конструкции, но и укрепляющие конструкции внутри самолёта. У первой ступени АКС необходимо предусмотреть крылья, создающие подъёмную силу для отделения от самолёта. Возможность реализации подобного разделения доказывает сброс корабля «Энтерпрайз» (типа «шаттл») во время испытаний с самолёта B-747.
Первая ступень на ВПП (схема)
Первая ступень на ВПП
Масса АКС с учётом оборудования для крепления — 35 т, высота разделения — 10 км. При этом, для передачи нагрузок на самолёт-носитель используется специальная внутренняя ферма, габаритные размеры которой позволяют разместить её в грузовом отсеке Ил-76.
Схема вывода спутника в космос
Как работает авиакосмическая система
Взлёт Ил-76 с закреплённой «на спине» первой и орбитальной ступенями с аэродрома базирования.
Набор высоты 10 000 метров.
Отделение первой ступени с орбитальным блоком от самолёта-носителя.
Возвращение Ил-76 на аэродром базирования.
Работа двигателей первой ступени в течение 185 сек, выход в ближний космос.
Отделение орбитальной ступени на высоте 96 км.
Работа двигателя орбитальной ступени в течение 334 сек.
Выход орбитальной ступени на орбиту на высоте 200 км.
Вход первой ступени в атмосферу Земли.
Полёт первой ступени до аэродрома посадки.
Посадка первой ступени.
Работа двигателей орбитальной ступени, выдача тормозного импульса.
Вход орбитальной ступени в атмосферу Земли.
Раскрытие парашюта орбитальной ступени и спуск на парашюте.
Посадка орбитальной ступени.
С учётом пока ещё редких коммерческих стартов ракет-носителей для вывода на орбиту стаи спутников, аэрокосмические системы могут стать вполне эффективной альтернативой. Использование же самолёта Ил-76 будет определённо весьма эффективной авиационной составляющей этого проекта, поскольку самолёт давно доказал свою надёжность.
Основные параметры АКС
Высота отделения от самолета-носителя Ил-76 ~10 км
Масса космического летательного аппарата — 35 т
Топливо — жидкий кислород + керосин (скорость истечения газов — 3400 м/с)
Массовое отношение компонентов топлива — 2,726
Характеристическая скорость АКС — 8900 м/c
Первая ступень
Снабжена крылом, масса со второй ступенью или военной полезной нагрузкой (ПН) — 35 т
Характеристическая скорость ступени — 4717 м/c
Масса горючего (керосин) — 7050 кг
Масса окислителя (кислород) — 19210 кг
Окислитель размещен в цилиндрическом баке. Масса бака с теплозащитой ~1200 кг.
Горючее размещено внутри фюзеляжа, масса ~450 кг.
Масса носового конуса с теплозащитным покрытием ~75 кг.
Масса крыла, килей, пилонов, механизации ~1550 кг.
Масса двигательной установки ~350 кг.
Масса шасси ~210 кг.
Масса систем управления ~100 кг
Итого (с запасом ~5 кг): масса сухой ступени — 3940 кг, масса заправленной ступени — 30200 кг.
Орбитальная ступень
Характеристическая скорость — 4183 м/c
Масса горючего (керосин) — 914 кг
Масса окислителя (кислород) — 2486 кг
Масса корпуса орбитальной ступени ~220 кг
Масса баков окислителя ~190 кг
Масса баков горючего ~75 кг
Масса шар-баллонов ~20 кг
Масса теплозащиты днища ~120 кг
Масса теплозащиты «спины» ~60 кг
Масса маршевой двигательной установки ~60 кг
Масса парашютного контейнера ~100 кг
Масса системы управления ~45 кг
Масса двигателей ориентации ~60 кг
Полезная нагрузка ~450 кг
Сухая масса вместе с ПН — 1400 кг
Масса заправленной ступени с ПН — 4800 кг
Авиапорт.Конференции
Агентство «АвиаПорт» является разработчиком программного обеспечения, позволяющего зарегистрированным пользователям сайта общаться друг с другом. Все сообщения отражают собственное мнение их авторов, и агентство не несет ответственность за достоверность и законность информации, публикуемой пользователями на страницах раздела.
![[image]](../../../pics.aviaport.ru/cache/news/170x/726599.jpg)