Анализ авиационно-космических систем

В середине прошлого столетия был осуществлен запуск первого искусственного спут­ника Земли наземную орбиту, с чего началось интенсивное покорение космоса. Но ввиду очень высокой дороговизны разработок проектов, связанных с запусками космиче­ских ап­па­ратов, позволить себе это могли только ведущие мировые державы.

Но время не стоит на месте, возникают новые потребности, связанные с активным использованием космоса, появляются как государственные, так и частные компании, проявляющие интерес к дешёвым космическим запускам, что ставит перед собой задачу снижения стоимости доставки космических объектов в космос.

Анализ показывает, что космическая деятельность станет рентабельной, т.е. само­достаточной, при снижении удельной стоимости выведения полезного груза в космос до значений менее 3000 $/кг. У современных одноразовых средств выведения этот параметр значительно превышает 10000 $/кг. И серьёзно снизить её на одноразовых носителях прин­ципиально невозможно.

Удельная стоимость транспортных операций с использованием «Союза» на маршруте “Земля-орбита-Земля” лежит в диапазоне 63000…80000 $/кг! Для сравнения – для “дорогого” Space Shuttle этот показатель “всего” 26000 $/кг.

Рис.1 Эффективность воздушного старта.

Рис.1 Эффективность воздушного старта.

Идея старта космического аппарата с воздушного самолёта-носителя регулярно пред­лагается как способ радикального облегчения доступа человечества в космос.

Воздушный старт используется для запуска аппаратов по суборбитальной траектории, либо для вывода спутников на околоземную орбиту в системах, состоящих из самолёта-носителя и ракеты-носителя (РН) или крылатых авиационно-космических систем (АКС).

Для начала постораемся проанализировать чем выгоден и какие недостатки имеются у воздушного старта космических объектов.

Воздушный старт имеет несколько преимуществ перед запуском РН с земли. Во-первых, при данном виде запуска возникает экономия характеристической скорости, кото­рая делится на три составляющие:

  • экономия за счёт изменения потенциальной энергии РН;
  • экономия из-за уменьшения потерь от гравитационных, аэродинамических сил и сил противодавления на срезе сопла реактивного двигателя;
  • экономия в связи с полётом самолёта-носителя на определённой скорости [4].

Во-вторых, существует возможность старта с меньшей широты, что позволяет умень­шенить массу ракеты, а следовательно увеличенить полезную нагрузку РН, и создания не­об­ходимого наклонения орбиты.

В-третьих, для взлёта и посадки самолёта-носителя подходят любые сертифицирован­ные аэродромы, способные принять соответствующие самолёты-носители.

На данный момент внедряется и рассматривается несколько перспективных проектов воздушного старта космических объектов. Их можно разделить на две группы по способам воздушного старта. В данной работе проведён анализ существующих проектов десантиро­вания РН через грузовой люк и запуск РН (ракетоплана) с внешней подвески.

Для начала немного истории. В проекте «Воздушный старт» и его зарубежных анало­гах, где в качестве самолётов-носителей используются транспортные самолёты С-5А и С-17 применяется десантирование через грузовой люк. Запуск РН с внешней подвески предлага­ется в проектах «Пегасус» и «Бурлак-Диана». Каждый из них имеет свои достоинства и недостатки, анализ которых поможет нам выявить проблемы воздушного старта и найти наилучшее решение.

Интересными для анализа проблемы являются попытки воздушного старта с транспортных самолётов С-5А и С-17.

В 1974 году был проведён первый воздушный запуск баллистической ракеты «Минитмен-1». Ракета размещалась на сбрасываемой платфороме внутри грузовой кабины, и была обращена носовой частью в сторону хвостового люка. Десантирование проводилось через грузовой люк с высоты полёта самолёта около 6 км, затем ракета отделилась от плат­формы и стабилизировалась с помощью трёх парашютов. При этом ракета до момента запуска двигателей снизилась до высоты 3,6 км.

В 2005 году был осуществлён сброс двухступенчатой РН с военно-транспортного самолёта С-17. Принципиальным отличием этого запуска стало то, что во время пуска ракета извлекалась комбинированным действием силы тяжести за счёт угла тангажа само­лёта и парашюта и выводилась в положение, близкое к вертикальному, с малыми угловыми движениями, затем включился двигатель и система управления стабилизировала положение РН. Она падала примерно 230 м, двигаясь с горизонтальной скоростью около 350 км/ч. После включения ЖРД она пересекла высоту сброса через 15 сек.

Перспективной выглядит идея воздушного старта с самолёта-носителя Ан-124-100ВС, принадлежащая отечественным разработчикам, использованная в проекте «Воздушный старт».

Из-за значительных энергетических затрат на поворот плоскости орбиты до экватори­альной отечественные РН, стартующие с высокоширотных космодромов, объективно про­иг­рывают в конкурентной борьбе.

Рис.2 Схема функционирования системы «Воздушный старт».

Рис.2 Схема функционирования системы «Воздушный старт».

В данном проекте, также как и при пуске с самолётов С-5A и С-17, РН размещается в грузовом отсеке самолёта Ан-124-100ВС.

Рис.3 Самолёт Ан-124-100ВС с ракетой.

Рис.3 Самолёт Ан-124-100ВС с ракетой.

Десантирование осуществляется при выполнении манёвра “горка” на высоте 10-11 км. Сброс РН массой 100 т проводится при угле кабри­рования около 20о с помощью специального пускового контейнера с использованием газогенератора и под действием силы тяжести. После десантирования происходит разгон РН и набор высоты до расчётных значений.

Рис.4 Траектория полётов самолёта и ракеты после разделения.

Рис.4 Траектория полётов самолёта и ракеты после разделения.

При реализации проекта «Воздушный старт» предусматривается создание аэродро­мов-космопортов в приэкваториальных широтах для достижения максимальной экономи­ческой эффективности запусков [2].

Из достоинств данного проекта можно выделить только некоторые преимущества воздушного запуска: выбор наклонения орбиты, запуск с меньшей широты, уменьшение материальных затрат и времени на разработку новой техники, большая грузоподъёмность Ан-124-100ВС и снижение аэродинамических и гравитационных потерь.

Однако, несмотря на все вышеперечисленные достоинства системы запуска ракеты методом десантирования через задний грузовой люк самолёта-носителя, можно отметить следующие вполне очевидные недостатки данных проектов:

  • Потеря эффективной высоты запуска РН. Поскольку требуется определённое время с момента отделения РН от самолёта-носителя до её стабилизации и включения реактив­ного двигателя, а РН в этот момент падает, то происходит потеря эффективной высоты старта ракеты;
  • Потеря эффективной скорости. Так как РН выбрасывается из самолёта-носителя в сторону противоположную полёту, скорость РН будет меньше, чем скорость самолёта-носителя;
  • Трудности стабилизации РН после отделения от самолёта-носителя. В частности, в проекте «Воздушный старт» РН выбрасывается с самолёта Ан-124-100ВС с помощью поро­хового заряда и не используется стабилизирующая система из парашютов, поэтому, при минимальных отклонениях (по перегрузке, углу тангажа, объёму порохового заряда) от расчётных, есть вероятность вращения РН вокруг поперечной оси.

Более рентабельным оказывается запуск ракеты-носителя или ракетоплана с внешней подвески самолёта-носителя.

Прежде всего рассмотрим авиационно-космический комплекс «Пегасус», который в настоящее время находится в практической эксплуатации.

В данном проекте запуск производится с помощью самолёта-носителя L-1011 фирмы Lockheed Corporation, специально для этого переоборудованного. Ракета размещается на внеш­ней подвеске снизу под фюзеляжем. Отделение РН от самолёта происходит на высоте 12 км. Масса носителя – 18500 кг. Масса полезного груза, выводимого на низкую околозем­ную орбиту носителем «Пегасус» – до 443 кг. С 1990 по 2013 годы произведено 42 запуска носителя «Пегасус» с выведением на орбиту искусственных спутников, из них неудачными были 3 запуска [6].

Концепция отечественной системы «Бурлак» аналогична реализованной в проекте «Пегасус».

Для запуска двухступенчатой ракеты-носителя предлагается переоборудованный бом­бар­дировщик Ту-160СК.

После использования первая ступень ракеты-носителя спускается на парашюте и пригодна для повторного использования, вторая – сгорает в атмосфере.

Более перспективной конечно является замена двухступенчатой РН на ракетоплан (крылатый космический самолёт).

Масса этого ракетоплана составит 32 т, длина – 22 м. «Бурлак» стартует уже за преде­лами самых плотных слоёв атмосферы – с высоты 9-13 км с достаточно высокой начальной скоростью, которая составляет порядка 6% от первой космической скорости. Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200-1000 км грузов массой 600-800 кг (полярные орбиты) или 840-1100 кг (экваториальные орбиты) [3].

Применение комплекса Ту-160СК обеспечит:

  • Формирование любой плоскости околоземной орбиты спутника;
  • Пуск из любой точки земли, в том числе с экватора;
  • Независимость пуска от времени суток и погодных условий;
  • Повышение безопасности запуска, так как запуски могут проводиться вдали от населённых пунктов;
  • Возможность запуска коммерческого спутника с территории государства-заказчика.

Технически использование самолета-носителя Ту-160СК в качестве 1-й ступени для запуска ракетопланов «Бурлак» дает возможность:

  • Уменьшить начальную массу ракетоплана;
  • Исключить вертикальный участок траектории с обеспечением начальной скорости ракетоплана М= 0,8-1,7 на высотах 9-13 км;
  • Устранить необходимость содержания и обслуживания дорогостоящих стартовых комплексов.

Из недостатков системы запуска, примененной в проектах «Бурлак» и «Пегасус», мож­но отметить следующее: ограничения по диаметру РН, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолёта и взлётной полосой, что приводит к умень­шению полезной нагрузки выводимой на орбиту, а также необходимость создания на РН аэродинамических поверхностей для осуществления манёвра набора высоты после го­ри­зонтального отделения от самолёта-носителя.

Рассмотрев и проанализировав выше описанные проекты можно сделать следующие выводы: применение способа десантирования через задний грузовой люк неэффективно вви­ду потери высоты запуска РН и эффективной скорости, поэтому более выгодным будет запускать РН по направлению полёта самолёта-носителя. Использование внешней подвески для запуска РН с нижней части фюзеляжа ограничивает размеры ракеты, что приводит к уменьшению полезной нагрузки, выводимой на орбиту.

Очевидно, что, чем больше скорость и высота полёта самолёта-носителя, тем меньшая масса РН требуется для вывода фиксированной полезной нагрузки на орбиту. Наиболее эффективным в весовом отношении является старт с гиперзвукового самолёта-носителя, при М ≥ 5 [4].

В СССР крайне привлекательным был проект «Спираль».

Система из гиперзвукового самолёта-разгонника и орбитального самолёта должна была стартовать с взлётно-посадочной полосы, набирать высоту до 30 км и скорость до 6М (6700 км/ч). Затем орбитальный самолёт вместе с разгонной ступенью на топливной паре фтор/водород отсоединялся и разгонялся самостоятельно до выхода на орбиту. Проект был начат в 1964 году и официально закрыт в 1969.

Наибольшая выгода будет если использовать гиперзвуковой разгонщик и поднять ра­ке­ту до 30 км (дальше всё что с крыльями летать не может в принципе).

Существенного повышения эффективности проекта «Спираль» планировалось дос­тичь разработкой многоразового ускорителя с прямоточным воздушно-реактивным двига­телем (ПВРД) со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс [5].

Но ввиду высокой сложности реализации подобных проектов, требующих больших людских, материальных и временных ресурсов, можно предложить вариант запуска РН с эстакады, установленной на верхней части фюзеляжа существующих самолётов.

Можно предложить использование в качестве самолета-носителя модификации основ­ных транспортных самолетов: Ил-76МД-90А, Ан-124-100, ВМ-Т «Атлант», Ту-160. Каждый из них способен нести РН или ракетоплан массой до 60 т и более. Что позволит вывести на низкую околоземную орбиту от 400 кг до 4 т груза в зависимости от конструкции РН и используемого самолёта-носителя. Поскольку в последнее десятилетие наблюдается тен­денция к переходу от тяжёлых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро- (10-100 кг) и наноклассов (1-10 кг), то с экономической точки зрения, предпочтение стоит отдать самолёту ОКБ им. С.В. Ильюшина.

В качестве РН мы предлагаем использовать возвращаемую двухступенчатую крыла­тую РН. Первая и вторая ступени выполняются крылатыми для возвращения на аэродром запуска и их повторного использования. К тому же концы крыла второй ступени ракеты проектируются отклоняемыми до положения, близкого к вертикальному, для лучшей устой­чивости при спуске с орбиты на землю.

Первая ступень РН должна иметь два ПВРД, расположенных на консолях крыла во избежании влияния реактивной струи на вертикальное оперение самолёта-носителя, а вто­рая – жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД).

Применение ПВРД в качестве двигателя первой ступени ракеты даёт возможность не нести с собой окислитель, а брать его из атмосферы, что заметно увеличивает массу полезной нагрузки. Так же выбор ПВРД обусловлен относительной простотой конструк­ции, а следовательно дешевизной двигателя [1].

РН устанавливается на эстакаде с возрастающим углом атаки для более интенсивного разделения и расхождения РН и самолёта, чтобы не задеть киль самолёта-носителя. После отделения РН от самолёта-носителя, самолёт возвращается на базу, и дальнейший разгон вы­полняет первая ступень РН, после достижения максимальной высоты полёта в пределах плотных слоёв атмосферы она должна спускаться на аэродром посадки по-самолётному, используя аэродинамический манёвр. После отделения первой ступени в работу включается ЖРД второй ступени и доставка груза на орбиту осуществляется с её помощью. При достижении расчётной высоты и скорости выполняется отсоединение груза от второй ступени РН и возвращение её на землю. Снижение и посадка осуществляется так же – по-самолётному.

Использование воздушного старта и двухступенчатой крылатой ракеты-носителя, каж­дая из ступеней которой возвращается для повторного использования, существенно снижают стоимость одного килограмма груза выводимого на орбиту.

© Корнеев Владимир Митрофанович, 2015.

Кандидат технических наук, доцент Ульяновского высшего авационного училища гражданской авиации (института)

© Деев Василий Алексеевич, Федоренко Роман Владимирович, 2015.

Курсанты Ульяновского высшего авационного училища гражданской авиации (института)

Литература:

  1. Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей: Учеб. для вузов. – М.: Машиностроение, 1987. С. 15-53;
  2. Бальмонт Б.В., Карпов А.С., Иванов Р.К. Российский аэрокосмический проект «Воздушный старт» // «Полёт». Общероссийский научно-технический журнал, № 9, 2012. С.3-15;
  3. Ково К. Россия – проекты новых носителей и договор с DASA // Еженедельник авиации и космической технологии, лето, 1995. С.11-12;
  4. Куренков В.И. Оценка весовой эффективности ракет-носителей при стартах с дирижабля и самолётов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. 2009. С.65-71;
  5. Лукашевич В.П., Афанасьев И.Б. Космические крылья. – М.: Лента странствий, 2009. 496 с.
  6. Isakowitz S.J. International Reference Guide to Space Launch Systems / S.J. Isakowitz, J.B. Hopkins, J.P. Hopkins // AIAA. 2004 – 4th edition. P.290.

Интересные материалы:

В закладки: постоянная ссылка.


Понравилась статья? Поделись ссылкой с друзьями:

Добавить комментарий

Ваш e-mail не будет опубликован. Обязательные поля помечены *