Реферат: 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 работы были использованы материалы с сайта http://www.sciteclibrary.ru