Авиационные ракетно-космические системы
Авиационные ракетно-космические системы
Ростопчин Владимир Васильевич, Клименко В.И., ООО “Техкомтех”
Авиационные ракетно-космические системы приобретают все большую популярность по нескольким причинам. Одна из них: возможность перенести площадку старта космического разгонщика в нужное место и сэкономить на инфраструктуре. Вторая: возможность использования боевых ракет в качестве космических разгонщиков для выведения полезной нагрузки в космос. И в том и в другом случаях предполагается использование существующих самолетов для размещения космического разгонщика. Возникает вопрос - какую систему выбрать, какими критериями оценки при этом руководствоваться?
Часть 1. Современные самолеты-носители и самолеты-разгонщики
В рамках настоящей статьи целесообразно принять следующее пояснение к используемой терминологии:
- ракетно-космическая система (РКС): ракета - космический разгонщик с полезной нагрузкой, контейнером и другим оборудованием, обеспечивающим функционирование РКС;
- самолет-носитель (СН) авиационной ракетно-космической системы (АРКС): самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданными значениями высоты и скорости полета. Как правило, самолеты-носители являются дозвуковыми бомбардировщиками или транспортными самолетами, которые позволяют, главным образом, увеличить высоту старта ракеты (до 12000 м) при относительно небольших величинах скорости полета (800..850 км/ч) [1];
- самолет-разгонщик (СР) АРКС: самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданным значением высоты и сообщающий ракете при отделении некоторый уровень кинетической энергии. Самолеты-разгонщики обычно являются сверхзвуковыми бомбардировщиками или специально созданными самолетами, которые позволяют в широком диапазоне по скорости и углу тангажа осуществлять отделение РКС, выполняя роль своеобразной возвращаемой первой ступени [1].
Способ отделения РКС от СН (СР) может оказывать существенное влияние на эффективность применяемой РКС. Однако, сам способ отделения РКС от СН (СР) определяется компоновочными возможностями самолета [1].
Применение АРКС до настоящего времени пока еще не вышло за рамки экспериментально-исследовательских работ [1, 2, 3], поэтому, приводимые разработчиками, основные данные элементов и систем в целом постоянно меняются.
Особенности и различия, существующих и разрабатываемых АРКС определяются, прежде всего, характеристиками транспортного или боевого самолета, способного обеспечить после относительно небольших доработок транспортировку и старт РКС. В настоящее время в качестве СН АРКС рассматриваются: бомбардировщик B-52G (L-1011) и Ан-124, а как самолет-разгонщик (СР): Ту-160. Основные характеристики самолетов [4, 5] приведены в табл.1:
Таблица 1
|
Параметры |
ЛА |
||
|
B-52G |
Ан-124 |
Ту-160 |
|
|
Нормальная взлетная масса, кг |
221357,0 |
- |
- |
|
Максимальная взлетная масса, кг |
229066,0 |
405000,0 |
275000,0 |
|
Практический потолок, м |
16750,0 |
>13000,0 |
18000,0 |
|
Максимальная скорость, км/ч (М) Н=6100 м Н>11000 м |
1070,0 (0,95) 1014,0 (0,95) |
- - |
- 2230,0 (2,21) |
|
Крейсерская скорость, км/ч |
909,0 (Н=11000) |
800,0…850,0 (Н=11000) |
- |
|
Максимальная полезная нагрузка, кг |
27216,0 |
>150000,0 |
45000,0 |
|
Тяговооруженность |
0,28 |
0,23 |
0,36 |
|
Размещение РКС |
на внешней подвеске |
в фюзеляже |
на внешней подвеске |
Место размещения РКС и ее масса определяются компоновкой применяемого самолета. Например, разместить на самолете B-52G РКС массой более 20 т на специальном балочном держателе, расположенном на крыле, сложно [2]. Габаритные размеры ракетно-космической системы и особенности фюзеляжа самолета не позволяют разместить ее в фюзеляжном отсеке без существенной переделки самолета. Размещение РКС на внешней подвеске потребовало перейти к применению РДТТ вместо ЖРД. Это обусловлено затруднениями с обеспечением необходимых климатических условий для транспортировки РКС с ЖРД.
Особенности известных программ АРКС Программа “Пегас”
В этой АРКС самолетом-носителем является доработанный вариант стратегического дозвукового бомбардировщика В-52G [8,2,9] (или L-1011). Самолет-носитель доставляет РКC на высоту 12000 м. В горизонтальном полете на скорости, соответствующей числу М=0,8 осуществляется сброс РКС “Пегас”. После отделения РКС осуществляет управляемый полет со снижением в течение 5 с до момента запуска РДТТ первой ступени [7]. Через указанное время происходит запуск маршевого двигателя и РКС переводится в полет с кабрированием и поперечной перегрузкой 2,5. Управление РКС на стартовом участке траектории до запуска двигателя первой ступени обеспечивает хвостовая юбка. Хвостовая юбка состоит из двух половинок, плотно охватывающих сопло первой ступени и сложенные хвостовые рули управления.
Под верхней половиной юбки располагаются силовые приводы рулей управления. РКС имеет ограничение по скоростному напору (q=45,5 кН/м2). На высоте 63 км РКС достигает скорости, соответствующей числу М=8,7. После выгорания топлива первой ступени она отделяется и включается РДТТ второй ступени, обеспечивающий выведение РКС на высоту до 168 км и разгон до скорости 5,4 км/с. На высоте 112 км происходит сброс носового обтекателя и начинается баллистическая фаза полета. В конце баллистической фазы РКС выходит на высоту 463 км. Затем включается двигатель третьей ступени. В общей сложности после 534 с полета после отделения от СН обеспечивается выведение ракетно-космической системой полезной нагрузки массой 270…410 кг на круговые орбиты высотой 463 км и различными наклонениями при скорости 7,6 км/с.
Первые полеты с РКС были выполнены в 1989 г. За время с 1989 г. система претерпела ряд изменений:
- модифицирована РКС и самолет-носитель заменен на L-1011. РКС “Pegassus-XL” с массой полезной нагрузки до 480 кг и общей массой РКС 23,6 т;
- модифицирована РКС “Pegassus-XLS” с массой полезной нагрузки до 800 кг и общей массой РКС 38,6 т;
- модифицирована РКС “Pegassus-Turbo” с массой полезной нагрузки 1020 кг, общей массой РКС 32,0т.
РКС стала четырехступенчатой: в дополнение к имеющимся РДТТ устанавливаются два ТРДФ. ТРДФ работают 1800…1900с. Начальные условия полета с ТРДФ Н=11,5 км, М=0,8, конечные условия Н=30 км, М=4,0 [9,3].
Проект “Воздушный старт”
Ограничения по массе выводимой полезной нагрузки в проектах типа “Пегас” и наличие современного транспортного самолета Ан-124 послужили отправной точкой для создания АРКС “Воздушный старт” [8]. Грузоподъемность самолета обеспечивает транспортировку к точке старта РКС “Полет” массой до 80 т. При этом предполагается вывод полезной нагрузки от 2020 до 2690 кг в зависимости от наклонения на круговую орбиту высотой 200 км. Основные параметры РКС “Полет” приведены в табл.2.
Проект “Воздушный старт” имеет отличительные особенности в способе отделения РКС от СН. РКС размещается в грузовой кабине самолета-носителя головной частью против полета (донной частью вперед). Перед десантированием РКС производится сброс давления в грузовой кабине и открытие грузового люка. Десантирование РКС может осуществляться двумя способами: из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и в составе транспортно-пусковой платформы (ТПП).
При десантировании РКС из ТПК в объеме контейнера за донной частью РКС создается избыточное давление (примерно 10132 Н/м2), осуществляется расцепка механизмов крепления РКС, контейнера и осуществляется ее выброс из грузовой кабины самолета-носителя со скоростью 20…25 м/с. При этом относительный угол тангажа РКС составляет примерно 0о, а угол атаки -180о (РКС движется донышком вперед по потоку). В момент выхода РКС осуществляется ввод в действие стабилизирующего парашюта. Он не только обеспечивает создание необходимой продольной перегрузки, но и участвует в развороте РКС на некоторый угол тангажа.
Основные параметры РКС “Полет”
Таблица 2
|
№ п/п |
Параметр |
Значение |
|
Массовые характеристики |
||
|
1 |
Стартовая масса, кг |
80000,0 |
|
2 |
Рабочий запас топлива блока первой ступени, кг |
46500,0 |
|
3 |
Конечная масса блока первой ступени, кг |
58000,0 |
|
4 |
Рабочий запас топлива блока второй ступени, кг |
23000,0 |
|
5 |
Конечная масса блока второй ступени, кг |
2850,0 |
|
6 |
Масса головного обтекателя, кг |
800,0 |
|
Характеристики маршевой двигательной установки |
||
|
Блок первой ступени |
||
|
7 |
Компоненты топлива |
Жидкий О2+СПГ |
|
8 |
Маршевые двигатели |
4 х РД – 0143А |
|
9 |
Тяга в вакууме, кН |
4 х 343.35 |
|
10 |
Удельный импульс тяги в вакууме, с |
360,0 |
|
Блок второй ступени |
||
|
11 |
Компоненты топлива |
Жидкий О2+СПГ |
|
12 |
Маршевый двигатель |
РД – 0143 |
|
13 |
Тяга в вакууме, кН |
343,35 |
|
14 |
Удельный импульс тяги в вакууме, с |
370,0 |
|
Энергетические возможности ракетно-космической системы |
||
|
15 |
Масса ПН на круговой орбите Нкр=200, I=90о, кг |
2020,0 |
|
16 |
Масса ПН на круговой орбите Нкр=700, I=90о, кг |
1161,0 |
|
17 |
Масса ПН на круговой орбите Нкр=1500, I=90о, кг |
1110,0 |
|
Габаритные размеры ракетно-космической системы |
||
|
18 |
Длина, м |
24,0 |
|
19 |
Диаметр блоков первой и второй ступеней, м |
3,0 |
|
20 |
Диаметр головного обтекателя, м |
2,7 |
|
Ограничения |
||
|
21 |
Максимальный скоростной напор, Н/м2 |
11772,0 |
|
22 |
Максимальная поперечная перегрузка, ед. |
4,5 |
|
Показатели надежности |
||
|
23 |
Надежность |
0,99 |
Через 6 с после начала десантирования РКС (за это время РКС успевает развернуться относительно своего центра масс до требуемого угла тангажа) производится запуск маршевой двигательной установки и отстрел стабилизирующего парашюта со связями. При десантировании РКС в составе ТПП после открытия грузового люка сначала вводится в действие вытяжная парашютная система (ВПС). При достижении заданного тягового усилия от ВПС происходит автоматическое открытие удерживающих замковых устройств и РКС на ТПП вытаскивается из грузовой кабины самолета. В начале перемещения РКС с ТПП относительно грузовой кабины самолета происходит расстыковка связей РКС с бортом самолета. После отделения ТПП с РКС и разворота на заданный угол тангажа по команде от бортовой системы управления РКС производится отделение ТПП с парашютом от РКС и запуск ее маршевой ДУ.
В обоих вариантах десантирования перед началом процесса десантирования РКС самолет-носитель осуществляет маневр в вертикальной плоскости “горка”. Процесс десантирования начинается в момент завершения маневра при поперечной перегрузке близкой к 0,1. Это уменьшает силы трения при движении РКС относительно пола грузовой кабины самолета. В последнее время рассматривается ракета “Штиль-3А” вместо ракеты “Полет”.
Проект “Бурлак - Диана”
При разработке требований к АРКС “Бурлак - Диана” разработчики проекта руководствовались основными принципами [10,11]:
минимальные затраты при создании системы;
минимальные сроки создания системы;
наибольшая эффективность применения.
Реализовать подобную, в значительной степени противоречивую, совокупность принципов возможно только в том случае, если использовать наиболее эффективные и готовые, реально существующие элементы АРКС: самолет-разгонщик и РКС.
В качестве СР выбран доработанный вариант самолета Ту-160 [5]. Этот самолет является единственным в мире, способным выйти на сверхзвуковой режим полета с РКС на внешней подвеске. Доработанный самолет теряет качество тяжелого бомбардировщика-носителя стратегических крылатых ракет большой дальности.
На СР подвешивается РКС “Бурлак”, которая представляет собой двухступенчатый аналог (по общей массе и массе полезной нагрузки) РКС “Пегас-турбо”. Основные данные вариантов РКС “Бурлак” приведены в табл.3. Основной особенностью АРКС “Бурлак-Диана” является возможность пуска РКС на дозвуковом режиме полета самолета по типу проекта “Пегас”.
Таблица 3
|
Описание |
||||
|
Конструкция |
МКБ “Радуга” |
|||
|
Обозначение |
“Бурлак” |
“Бурлак-М” |
“Бурлак-Диана” |
|
|
Проект |
1991 |
|
1994 |
|
|
Система управления |
инерциальная |
|||
|
Органы управления |
газовые рули |
|||
|
Геометрические и массовые характеристики |
||||
|
Длина, м |
общая |
15,3 |
20,2 |
22,5 |
|
I ступени |
10,5 |
|
|
|
|
II ступени |
5,5 |
|
|
|
|
Размах крыла, м |
5,2 |
|
5,0 |
|
|
Размах оперения, м |
4,7 |
4,7 |
1,9 |
|
|
Диаметр корпуса, м |
1,3 |
1,6 |
1,6 |
|
|
Стартовая масса, кг |
общая |
20000,0 |
32000,0 |
28500,0 |
|
I ступени |
|
|
18000,0 |
|
|
II ступени |
|
|
9400,0 |
|
|
Масса пустой, кг |
I ступени |
|
|
1800,0 |
|
II ступени |
|
|
900,0 |
|
|
Силовая установка |
||||
|
Двигатель |
I ступени |
ЖРД Р0.201 (РД-0244) |
ГПВРД |
ЖРД Р0.201 (РД-0244) |
|
II ступени |
ЖРД Р0.202 (РД-0242) |
|||
|
Тяга двигателя, кгс (кН) |
I ступени |
46000,0 |
|
46000,0 (451,0) |
|
II ступени |
10000,0 (98,0) |
|||
|
Время работы, с |
|
|
336,0 |
|
|
Топливо ЖРД |
гидразин (UDMH) |
|||
|
Окислитель |
азотный тетроксид N2O4 |
|||
|
Летные данные |
||||
|
Скорость пуска, км/ч (М=) |
Н=9-11 км |
|
|
(0,8) |
|
Н=12-13 км |
|
|
1700 (1,7) |
|
|
Высота орбиты, км |
круговой |
200-1000 |
||
|
эллиптической |
200 x 8500 |
|||
|
Наклонение орбиты, град |
0-90 |
|||
|
Полезная нагрузка |
||||
|
Тип |
Легкие ИСЗ |
|||
|
Габариты, м |
1,9(1,3)x1,2x1,2 |
1,9x1,2x1,2 |
3,5x1,4 |
|
|
Объем, м3 |
1,6-1,75 |
|
||
|
Вес ПН, кг |
круговые полярные орбиты (h=200 км) |
300-700 |
300-700 |
775 |
|
круговые экваториальные орбиты (h=200 км) |
500-700 |
1100 |
1100 |
|
|
круговые полярные орбиты (h=1000 км) |
150 |
|
550 |
|
|
круговые экваториальные орбиты (h=1000 км) |
220 |
|
825 |
|
|
эллиптические полярные орбиты |
150 |
|
|
|
|
эллиптические экваториальные орбиты |
220 |
|
|
После отделения РКС от самолета происходит раскладка киля, отделение заднего обтекателя, наддув баков и стабилизация полета с помощью автономной гидросистемы.
Через 5 с после отделения от самолета производится запуск первой ступени и перевод гидросистемы на работу от ЖРД. В течение 15 с производится формирование начального участка траектории полета РКС. В течение 130 с производится увеличение скорости и набор высоты. После набора высоты 30…40 км происходит переход на газодинамическую стабилизацию и выключение первой ступени. Затем производится первое включение второй ступени и осуществляется полет по расчетной траектории с набором высоты продолжительностью 60..110 с. При достижении заданных параметров полета производится выключение двигательной установки второй ступени и осуществляется пассивный баллистический полет с периодической коррекцией углового положения.
Продолжительность пассивного полета составляет от 100 до 3000 с. Затем, в течение 20…50с производится включение и перевод второй ступени на заданную орбиту, доразгон до заданной скорости и ее выключение. После этого производится отделение полезной нагрузки и перевод второй ступени сначала на орбиту с сокращенным временем существования, а затем в полет по траектории схода.
Таким образом, приведенные данные показывают, что основное отличие проектов АРКС заключается в способе отделения РКС от самолета-носителя (самолета-разгонщика). В свою очередь, способ отделения РКС в значительной степени определяется типом используемого СН и его возможностями по размещению РКС.
Более совершенным и дешевым вариантом АРКС на базе Ту-160 является система, использующая боевую ракету “Штиль – 3А”. В этом случае появляется возможность экономии не только материальных ресурсов, но и времени. В этом варианте АРКС осуществляется реализация старта РКС на сверхзвуковом режиме полета.
Анализ данных открытой печати, специальных изданий и отдельных публикаций позволил сделать следующие выводы:
1. Ни один из существующих проектов АРКС, в силу различных причин, не является результатом выполнения целевых поисковых научно-исследовательских работ.
2. Энергетические возможности АРКС в значительной степени зависят от уровней потерь на характерных участках траектории полета РКС.
3. Тип используемого самолета и его летно-технические характеристики с РКС на борту оказывают определяющее влияние на условия старта РКС и показатели транспортной эффективности АРКС: максимальную абсолютную (относительную) массу выводимой полезной нагрузки или максимальную высоту круговой орбиты в целом.
Список литературы
Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику/Под ред. проф. д.т.н. В.Н. Кобелева.-М.: МГАТУ, 1996.-267 с.
НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ, Серия: АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНАЯ ТЕХНИКА. Крылатая авиационная ракета-носитель “Пегас”. ЦАГИ имени проф. Н.Е.Жуковского, № 20, 1989, стр. 22-29.
Flight International, 9-15/IV 1997, vol. 151, № 4569, pg. 23.
Tachenbuch der Luftflotten 1983/84/ Warplanes of the World. Bernard & Graefe Verlag, Koblenz, 1983.-560 pg.
Зуенко Ю.А., Коростелев С.А. Боевые самолеты России.-М.: Элакос, 1994.-192 с.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Патент RU № 2026798 кл. 6 В 64 D 5/00, F 42 В 15/00. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Air et Cosmos, 11/VI 88 № 1194, рg.18.
Исследование технических, эксплуатационных и производственных аспектов концепции ДИАНА-БУРЛАК. МКБ “Радуга”, 1994.
Аванпроект АКК “Бурлак”. Информационно-управляющая система. О-42842 ГосНИИАС, 1992.
Для подготовки данной применялись материалы сети Интернет из общего доступа