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 мН>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.