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? 
 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
самолет ракетный космический
1.	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. 
2.	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. 
3.	Flight International, 9-15/IV 1997, vol. 151, № 4569, pg. 23. 
4.	Tachenbuch der Luftflotten 1983/84/ Warplanes of the World. Bernard & Graefe Verlag, Koblenz, 1983.-560 pg. 
5.	Зуенко Ю.А., Коростелев С.А. Боевые самолеты России.-М.: Элакос, 1994.-192 с. 
6.	Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49. 
7.	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. 
8.	Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49. 
9.	Air et Cosmos, 11/VI 88 № 1194, рg.18. 
10.	Исследование технических, эксплуатационных и производственных аспектов концепции ДИАНА-БУРЛАК. МКБ “Радуга”, 1994. 
11.	Аванпроект АКК “Бурлак”. Информационно-управляющая система. О-42842 ГосНИИАС, 1992. 
12.	Для подготовки данной работы были использованы материалы с сайта http://www.sciteclibrary.ru 

Размещено на Allbest.ru