Авиационные ракетно-космические системы

№ п/пПараметрЗначениеМассовые характеристики1Стартовая масса, кг80000,02Рабочий запас топлива блока первой ступени, кг46500,03Конечная масса блока первой ступени, кг58000,04Рабочий запас топлива блока второй

Авиационные ракетно-космические системы

Информация

История

Другие материалы по предмету

История

Сдать работу со 100% гаранией

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

ПараметрыЛАB-52GАн-124Ту-160Нормальная взлетная масса, кг221357,0--Максимальная взлетная масса, кг229066,0405000,0275000,0Практический потолок, м16750,0>13000,018000,0Максимальная 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>150000,045000,0Тяговооруженность0,280,230,36Размещение РКСна внешней подвескев фюзеляжена внешней подвескеМесто 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/пПараметрЗначениеМассовые характеристики1Стартовая масса, кг80000,02Рабочий запас топлива блока первой ступени, кг46500,03Конечная масса блока первой ступени, кг58000,04Рабочий запас топлива блока второй ступени, кг23000,05Конечная масса блока второй ступени, кг2850,06Масса головного обтекателя, кг800,0Характеристики маршевой двигательной установкиБлок первой ступени7Компоненты топливаЖидкий О2+СПГ8Маршевые двигатели4 х РД 0143А9Тяга в вакууме, кН4 х 343.3510Удельный импульс тяги в вакууме, с360,0Блок второй ступени11Компоненты топливаЖидкий О2+СПГ12Маршевый двигательРД 014313Тяга в вакууме, кН343,3514Удельный импульс тяги в вакууме, с370,0Энергетические возможности ракетно-космической системы15Масса ПН на круговой орбите Нкр=200, I=90о, кг2020,016Масса ПН на круговой орбите Нкр=700, I=90о, кг1161,017Масса ПН на круговой орбите Нкр=1500, I=90о, кг1110,0Габаритные размеры ракетно-космической системы18Длина, м24,019Диаметр блоков первой и второй ступеней, м3,020Диаметр головного обтекателя, м2,7Ограничения21Максимальный скоростной напор, Н/м211772,022Максимальная поперечная перегрузка, ед.4,5Показатели надежности23Надежность0,99Через 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

Похожие работы

1 2 >