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

ПараметрыЛА
B-52GАн-124Ту-160
Нормальная взлетная масса, кг221357,0
Максимальная взлетная масса, кг229066,0405000,0275000,0
Практический потолок, м16750,0>13000,018000,0

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/ч909,0 (Н=11000)800,0…850,0 (Н=11000)
Максимальная полезная нагрузка, кг27216,0>150000,045000,0
Тяговооруженность0,280,230,36
Размещение РКСНа внешней подвескеВ фюзеляжеНа 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/пПараметрЗначение
Массовые характеристики
1Стартовая масса, кг80000,0
2Рабочий запас топлива блока первой ступени, кг46500,0
3Конечная масса блока первой ступени, кг58000,0
4Рабочий запас топлива блока второй ступени, кг23000,0
5Конечная масса блока второй ступени, кг2850,0
6Масса головного обтекателя, кг800,0
Характеристики маршевой двигательной установки
Блок первой ступени
7Компоненты топливаЖидкий О2+СПГ
8Маршевые двигатели4 х РД – 0143А
9Тяга в вакууме, кН4 х 343.35
10Удельный импульс тяги в вакууме, с360,0
Блок второй ступени
11Компоненты топливаЖидкий О2+СПГ
12Маршевый двигательРД – 0143
13Тяга в вакууме, кН343,35
14Удельный импульс тяги в вакууме, с370,0
Энергетические возможности ракетно-космической системы
15Масса ПН на круговой орбите Нкр=200, I=90о, кг2020,0
16Масса ПН на круговой орбите Нкр=700, I=90о, кг1161,0
17Масса ПН на круговой орбите Нкр=1500, I=90о, кг1110,0
Габаритные размеры ракетно-космической системы
18Длина, м24,0
19Диаметр блоков первой и второй ступеней, м3,0
20Диаметр головного обтекателя, м2,7
Ограничения
21Максимальный скоростной напор, Н/м211772,0
22Максимальная поперечная перегрузка, ед.4,5
Показатели надежности
23Надежность0,99

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
КонструкцияМКБ “Радуга”
Обозначение“Бурлак”“Бурлак-М”“Бурлак-Диана”
Проект19911994
Система управленияИнерциальная
Органы управленияГазовые рули
Геометрические и массовые характеристики
Длина, мОбщая15,320,222,5
I ступени10,5
II ступени5,5
Размах крыла, м5,25,0
Размах оперения, м4,74,71,9
Диаметр корпуса, м1,31,61,6
Стартовая масса, кгОбщая20000,032000,028500,0
I ступени18000,0
II ступени9400,0
Масса пустой, кгI ступени1800,0
II ступени900,0
Силовая установка
ДвигательI ступениЖРД Р0.201 (РД-0244)ГПВРД

ЖРД Р0.201

(РД-0244)

II ступениЖРД Р0.202 (РД-0242)
Тяга двигателя, кгс (кН)I ступени46000,046000,0 (451,0)
II ступени10000,0 (98,0)
Время работы, с336,0
Топливо ЖРДГидразин (UDMH)
ОкислительАзотный тетроксид N2O4
Летные данные
Скорость пуска, км/ч (М=)Н=9-11 км(0,8)
Н=12-13 км1700 (1,7)
Высота орбиты, кмКруговой200-1000
Эллиптической200 x 8500
Наклонение орбиты, град0-90
Полезная нагрузка
ТипЛегкие ИСЗ
Габариты, м1,9(1,3)x1,2×1,21,9×1,2×1,23,5×1,4
Объем, м31,6-1,75
Вес ПН, кгКруговые полярные орбиты (h=200 км)300-700300-700775
Круговые экваториальные орбиты (h=200 км)500-70011001100
Круговые полярные орбиты (h=1000 км)150550
Круговые экваториальные орбиты (h=1000 км)220825
Эллиптические полярные орбиты150
Эллиптические экваториальные орбиты220

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.



Зараз ви читаєте: Авиационные ракетно-космические системы