Российские специалисты пришли к выводу, что на основе технологий дальней перспективы может создаваться двухступенчатая, полностью многоразовая авиационно-космическая система (МИГ АКС) горизонтального старта, состоящая из гиперзвукового самолета-разгонщика с комбинированной двигательной установкой и ракетной разгонно-орбитальной ступенью. Двухместный орбитальный аппарат при спуске может совершать аэродинамический маневр с боковым отклонением до 2000 км с приземлением на ВПП длиной от 3500 м. Проект как-бы продолжает многоразовый вариант «Спирали».
На МАКС ’99 группой, объединяющей АНПК «МиГ» им. Микояна, ИВТАН и ЦАГИ, была представлена оригинальная концепция. Эта группа предлагает технику электромагнитной левитации для движения высокоскоростных железнодорожных экспрессов, а также для запуска и возвращения различных ЛА - от беспилотных аппаратов до космических кораблей типа МТКК «Спейс шаттл», не говоря уже о межконтинентальном гиперзвуковом самолете. Эти ЛА должны садиться и взлетать с «электромагнитной ВПП», позволяющей ускорить разгон при взлете и обеспечить торможение при посадке с помощью известного принципа взаимодействия движущегося тела с магнитным полем. Идея была уже испытана в лаборатории на алюминиевых макетах «электромагнитного беспилотного моноплана» массой от 2 до 10 кг, который разгоняли и тормозили с помощью методики «ЭТОЛ» на полосе длиной 5 м.
ВКС, представленный этой группой в Жуковском, базируется на той же методике, позволяющей создать многоразовый одноступенчатый аэрокосмический транспортный аппарат, не загрязняющий окружающую среду и предназначенный для наблюдений, исследований, а также для транспортировки грузов. Такой ЛА позволил бы повысить надежность запусков и снизить удельную стоимость выведения полезных нагрузок на низкие околоземные орбиты или их возвращения на Землю. По словам авторов этого проекта, АНПК «МиГ» им. Микояна и ИВТАН уже несколько лет ведут разработки и эксперименты в этой области и, в частности, на ВПП с электромагнитным разгоном, использующей линейные двигатели со сверхпроводящими магнитами. Судя по результатам этой работы, разгонная ВПП (заменяющая первую ступень ракеты-носителя) формируется из 40 компонентов мощностью 10 10 Дж, которые позволят за 10-15 с осуществить взлет с полосы длиной 3-4 км носителя массой 200-700 т. При этом ускорение составит 2-30, а скорость достигнет 300-500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 т. Та же методика электромагнитных запусков предложена и для многоцелевого беспилотного самолета (противолавинные и противоградовые меры, геологоразведка, наблюдение за экологией и состоянием лесов), а также для самолета для спасения на море массой от 15 до 40 т, который будет взлетать (и совершать посадку туда же) с палубы авианосца, имеющего электромагнитную ВПП длиной от 150 до 200 м.
Российские и европейские проекты МКТС предполагают снижение удельной стоимости выведения полезного груза по сравнению с уровнем традиционных одноразовых РН в 5 - 7 раз при эксплуатации полностью многоразовых МКТС, повышение вероятности выполнения задач полета и безопасности экипажа не менее чем в 5 раз, максимальное сокращение, вплоть до полной ликвидации, зон отчуждения по трассам пусков, применение нетоксичных компонентов топлива, выведение КА на орбиты без сопутствующих фрагментов отработавших конструкций носителя, значительное снижение трудоемкости межполетного обслуживания и подготовки к пуску, повышение автономности управления полетом.
| Описание | ||
|---|---|---|
| Разработчик | РСК МиГ | |
| Обозначение | МИГ АКС | |
| Тип | двухступенчатая многоразовая авиационно-космическая система | |
| Экипаж, чел. | 1 ступень | 2 |
| 2 ступень | 2 | |
| Геометрические и массовые характеристики | ||
| Длина, м | 74,5 | |
| Размах крыла, м | 42 | |
| Высота, м | 19 | |
| Стартовая масса, кг | системы | 420000 |
| 1 ступень | 254000 | |
| 2 ступень | 166000 | |
| H=200 км | 12300 | |
| H=400 км | 7000 | |
| Возвращаемый полезный груз, кг | 7000 | |
| Силовая установка | ||
| Двигатели | 1 ступень | турбо-прямоточные |
| 2 ступень | ЖРД | |
| Летные данные | ||
| Скорость разделения 1 и 2 ступеней ускорителя, м/с (М=) | (6) | |
| Паралакс, км | 620/5000 | |
| «Боковая» дальность полета 2 ступени, км | 2000 | |
| Потребная длина ВПП, м | более 3500 | |
С середины 1960-х в СССР велись разработки системы запуска многоразовых орбитальных кораблей. Система готова, что мешает её задействовать?
Данная статья будет, вероятно, несколько выбиваться из общей канвы, поскольку здесь мы расскажем не столько о том, что происходит и будет происходить "после шаттла", а о том, что уже было, причём довольно давно. Суть в том, что проекты, начатые ещё в 1960-е, при определённых условиях (и, видимо, переменах) вполне могут через какое-то время "выстрелить", хотя, конечно, главного действующего лица, стоявшего за основными советскими проектами кораблей многоразового использования, уже нет в живых.
Пожалуй, тут надо начать с имени: Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский . Советский, потом российский авиаконструктор, главный конструктор московского машиностроительного завода «Зенит», генеральный директор и главный конструктор НПО «Молния».
Того самого НПО, которое в итоге и произвело на свет к настоящему моменту единственный и неповторимый "советский "шаттл" - космический корабль многоразового использования "Буран".
Г.Е. Лозино-Лозинский, фото warheroes.ru.
Г.Е. Лозино-Лозинский, покинувший этот мир в 2001 году, специалистам, да и не им одним, известен отнюдь не только как "отец "Бурана": с 1942 года он работал в ОКБ А.И. Микояна, непосредственно участвовал в разработках таких истребителей, как МиГ-19, МиГ-21, МиГ-29, и был главным конструктором сверхзвукового перехватчика, ставшего впоследствии известным миру как МиГ-31.
Главным проектом своей жизни, однако, Лозино-Лозинский всегда называл проект "Спираль" - проект многоразового космического челнока (двойного назначения), взлетающего с борта специального гиперзвукового самолёта. Реализовать этот проект в изначальном виде до конца не удалось, однако необходимые исследования и испытания Лозино-Лозинский продолжал проводить даже после того, как "Спираль" была партийным решением прикрыта.
Незадолго до смерти в одном телеинтервью Лозино-Лозинский откровенно заявил, что реализация «Бурана» позволила ему "не совсем даже законными методами провести важные испытания другой космической системы". Речь шла уже о логическом продолжении закрытой "Спирали" - проекте МАКС.
Начало и конец "Спирали"
В 1960-е годы руководства США и СССР готовились к возможному ведению военных действий в космическом пространстве. По большому счёту, и сама космонавтика-то представляла собой побочный продукт военных разработок: ракеты-носители могут человека в космос отправить, а могут и несколько килотонн на Вашингтон или Москву уронить.
Как бы там ни было, а космос вполне рассматривался как плацдарм будущего, и соответственно и у США, и у России имелись свои проекты по созданию "космопланов" (орбитальных самолётов): X-15 в США - и проект "Спираль" в СССР.
"Спиралью" начинало заниматься ОКБ-155 А.И. Микояна. Спустя годы Г.Е. Лозино-Лозинский рассказывал : "...в 65-м году, не помню уж в каком месяце, меня пригласил к себе Артём Иванович Микоян и сказал, что нашему КБ поручено создать многоразовый самолёт, который выводился бы в космос, стартуя с самолёта-разгонщика.
"Думаю назначить тебя главным конструктором, - сказал Микоян, - ну как, возьмёшься за такую работу?" Разумеется, я не мог отказаться..."
В 1964-1965 годах специалисты НИИ-30 ВВС СССР разработали концепцию создания принципиально новой авиационно-космической системы, которая наиболее рационально совмещала в себе идеи самолёта, ракетоплана и космического аппарата и выполняла бы все вышеуказанные требования. Система должна была состоять из пилотируемого многоразового орбитального самолёта, его одноразового (на первых порах) ракетного ускорителя и многоразового пилотируемого самолёта-разгонщика. Таким образом, из трёх компонентов системы терялся бы только ракетный ускоритель; остальные компоненты системы были возвращаемыми. В дальнейшем планировалось сделать многоразовым и разгонный модуль.
Система "Спираль": разгонный самолёт (Wikipedia.org).
Коллектив ОКБ-155 А.И. Микояна летом 1966 года принялся за разработку воздушно-орбитального самолёта, который стартовал бы с другого самолёта и позволял реализовать принципиально новые свойства для средств выведения военных нагрузок в космос. В их числе - вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9 процентов и более от взлётного веса системы, уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сравнению с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива; вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счёт самолётной дальности, быстрый вывод боевого орбитального самолёта в любую точку земного шара и др.
Понятно, что и самолёт-разгонщик, и ОС (орбитальный самолёт) могли перебазироваться самостоятельно; орбитальный самолёт должен был иметь возможность маневрировать не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки и садиться даже в сложных метеоусловиях.
В 1966 году была начата разработка эскизного проекта и одновременно было принято решение о постройке аналога так называемого «изделия 105.11» - аналога будущего ВОС (воздушно-орбитального самолёта), который теперь более-менее известен как ЭПОС и МиГ-105.11 . Это был ещё дозвуковой самолёт; в дальнейшем планировалось создание ещё двух машин, которые могли уже разгоняться до сверхзвуковой и гиперзвуковой скоростей.
Изделие 105.11 (Wikipedia.org).
Изделие 105 имело весьма оригинальный облик: в отличие от спускаемых аппаратов космических кораблей - «самолётная» компоновка; треугольное крыло, плоскодонная форма и сильно вздёрнутый нос, за который изделие прозвали «Лапоть». Такая геометрия носовой части существенно снижала нагрев остальной части корпуса при входе в атмосферу и была использована затем NASA в проекте HL-20 уже в 1980-х годах.
Необходимо также отметить, что в рамках «Спирали» разрабатывались многие технологии, использованные потом при конструировании «Бурана», включая теплоизоляционные материалы.
В целом будущий ВОС должен был иметь длину 8 метров и размах крыльев 7,4 метра; общая масса - 10 тонн. Двигательная установка состояла из жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) для орбитального маневрирования, двух аварийных тормозных ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов топлива на сжатом гелии, блока ориентации, состоящего из 6 двигателей грубой ориентации и 10 двигателей точной ориентации, а также турбореактивного двигателя для полёта на дозвуковых скоростях и посадке, работающего на керосине, - «обычный» самолётный двигатель.
Предусматривалась и возможность экстренной эвакуации пилота: отделяемая кабина в виде капсулы была снабжена собственными пороховыми двигателями для отстрела от самолёта на всех этапах его движения - от старта до посадки, а также управляющими двигателями для входа в плотные слои атмосферы.
Ещё интереснее мог бы выглядеть разгонный самолёт: 38-метровая 52-тонная махина, по своей форме отдалённо напоминающая «Конкорд» (которых тогда ещё не существовало), разгоняясь до 6 скоростей звука и подымаясь на высоту 28-30 км, выстреливала со спины космопланом с дополнительным разгонным модулем...
Но высшее руководство страны решило «зарезать» все эти разработки: партийных лидеров интересовала больше «лунная гонка» с американцами, секретарь ЦК КПСС Д. Устинов, курировавший оборонную промышленность, весьма активно ратовал за ракеты (а не за космопланы с авиационными запусками), и в итоге министр обороны А. Гречко, ознакомившись с проектом «Спираль», объявил: «Фантазиями мы заниматься не будем!»
Говорят, Лозино-Лозинский был государственником до мозга костей; естественно, он ничего не мог сделать (и не стал бы пытаться), чтобы спасти официальную программу «Спираль» от закрытия...
Вместо этого он и его сотрудники продолжали разработки по собственному почину - втайне от руководства страны.
«Буран» и МАКС
Необходимо отметить, что параллельно разработкам вышеупомянутого ЭПОС разрабатывались и активно испытывались так называемые БОР - беспилотные орбитальные ракетопланы.
Первый из них - «БОР-1» представлял собой вообще деревянный макет, обвешанный оборудованием. Его запустили ещё в 1969 году на ракете-носителе «Космос-2» на высоту 100 км, и он, понятное дело, сгорел в атмосфере при спуске. Тем не менее были получены очень ценные данные телеметрии о возможности устойчивого управляемого спуска несущего корпуса выбранной формы - той самой, «лапотной».
Последний из «БОРов», построенных в рамках непосредственно программы «Спираль», «БОР-3» стартовал 11 июля 1974 года. Экспериментальная программа была выполнена полностью, нормально сработала система спасения модели, однако вследствие повреждения купола основного парашюта, вызванного попаданием на него остатков окислителя после выработки горючего, приземление произошло с высокой скоростью, вследствие чего модель разрушилась.
Государственная поддержка «Спирали» начала активно сокращаться с первой половины 1970-х, однако в 1976 году, когда было принято решение начать работы по программе «Буран», создаётся НПО «Молния» , которому и препоручаются основные разработки «Бурана». Возглавляет НПО не кто иной как Е.Г. Лозино-Лозинский.
НПО «Молния» выступает с предложением изготовить новый корабль многоразового использования по схеме орбитального самолёта. НПО «Энергия» категорически настояло на использование компоновки, близкой к «Шаттлу», - с ракетой-носителем. Лозино-Лозинского это раздражало, тем не менее он взялся за проект, поскольку параллельно имел возможность продолжать работы по «Спирали», реализованной впоследствии уже как программа «МАКС».
В частности, аппараты серии «БОР-4», с одной стороны, использовались, как испытательные стенды теплозащитного покрытия для будущего «Бурана», а с другой - как аналоги уже боевых орбитальных самолётов. Возвращаясь к началу, стоит напомнить, что это «параллельное» программе «Буран» направление Лозино-Лозинский вёл не вполне официально .
Испытания «БОР-4», надо сказать, проходили под крайне пристальным вниманием «недружественных стран»; в частности, каждый раз, когда «БОР-4» приводнялся в Индийском океане, за процессом его эвакуации наблюдали ВМС Австралии - в том числе разведывательная авиация. Как минимум дважды беспилотным орбитальным самолётам Лозино-Лозинского пришлось оказываться главными героями «фотосессий», так что в итоге фотографии попали в иностранную прессу (не говоря уж об иностранных разведках и исследовательских организациях) и было решено в дальнейшем сажать «БОР-4» в Чёрном море.
БОР-4 (Wikipedia.org).
В целом многочисленные достижения и наработки программы «Спираль» значительно ускорили процесс создания «Бурана».
И что, возможно, важнее для российского космоса, Лозино-Лозинскому удалось параллельно довести до готового состояния проект МАКС - Многоцелевую авиационно-космическую систему.
МАКС в его нынешнем - проектном - виде представляет собой двухступенчатый комплекс воздушного старта, состоящий из самолёта-носителя (украинского Ан-225 "Мрия"), на котором устанавливается орбитальный самолёт в пилотируемом или беспилотном варианте с внешним топливным баком, заполненным криогенными компонентами топлива.
Система базируется на обычных аэродромах 1 класса, дооборудованных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса и вписывается, в основном, в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами. То есть необходимости в специализированных космодромах просто нету.
Орбитальный самолёт системы МАКС с внешним топливным баком. Вся эта конструкция крепится на АН-225 или его специализированный вариант АН-325 (Wikipedia.org).
Основные элементы системы МАКС выполнены в многоразовом исполнении - кроме, правда, внешнего топливного бака и блока выведения.
Заявлен целый ряд преимуществ по сравнению с прежними (теперь уже прежними) аналогами - американским «шаттлом» и советским «Бураном»: стоимость вывода полезных грузов на орбиту из расчёта на килограмм в 12-15 раз ниже; оперативность применения (запустить всю эту этажерку, как ни крути, проще, чем ракету-носитель с «Союзом»), более высокая экологическая чистота - сбрасывается только один компонент, топливо нетоксично, в отличие от типичного ракетного.
Но - мы живём в России. Здесь доброй традицией является пренебрежение более совершенными и перспективными проектами и поддержка менее совершенных. Причины всегда разные (политические или финансовые подковёрные сражения, нужные личные знакомства, коррупция, банальная глупость или чиновничье самодурство), зато результаты одни и те же.
В 1970-е «Спираль» была объявлена министром обороны Гречко «фантазиями» и «фантастикой».
В середине 2000-х программа МАКС принимала участие в конкурсе на проект пилотируемого космического корабля нового поколения, проводимого Роскосмосом в соответствии с федеральной космической программой в рамках темы "Клипер". Предполагалось создание многоразового пилотируемого корабля нового поколения, преимущественно гражданской, судя по описанию, направленности.
В конкурсе участвовали НПО "Молния" с проектом МАКС, ГКНПЦ им. Хруничева с проектом пилотируемого транспортного корабля и РКК "Энергия" со своим проектом "Клипер". Собственно, под этот проект конкурс и проводился. Само участие «Молнии» спутало все карты организаторам, расчитывавшим, что конкурс будет внутриведомственным. Потом начались «звёздные войны под ковром», закончившиеся отменой конкурса. Все проекты были отклонены, причём в обосновании этого решения к проекту МАКС было только одно техническое замечание: дескать, самолёт-носитель иностранного производства.
Это притом, что на состоявшемся в ноябре 1994 года в Брюсселе Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций "Брюссель-Эврика-94" программа МАКС получила золотую медаль (с отличием) и специальный приз премьер-министра Бельгии, к тому же программа имеет множество крайне лестных отзывов от европейских специалистов в аэрокосмической области.
В сухом остатке: Россия буквально «сидит» на готовой передовой технологии многоразового использования, которая существенно дешевле прежних, экономнее в плане расходов на запуски и менее опасна в экологическом плане; которая не требует специального космодрома, которая позволяет осуществлять от 30 до 80 вылетов в год.
Но «Роскосмос» объявляет эпоху «Союзов». «Фантазиями» у нас заниматься не принято.
При подготовке статьи использовались материалы сайта Buran.ru - "Энциклопедия крылатого космоса" .
Продолжение следует.
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для выведения на низкие и средние околоземные орбиты различных полезных нагрузок, а также для их оперативной доставки в отдаленные точки Земли или Мирового океана. Согласно изобретению система включает в себя самолет-носитель и ракету-носитель с жидкостными ракетными двигателями. Ракета размещена в транспортно-пусковом контейнере с теплоизоляцией. Контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, а между его глухим торцом и торцом ракеты образована пневмокамера. В камере расположены устройства заправки ракеты топливом и рабочими телами, элементы дренажа, подпитки двигателей топливом, электрические связи. Все упомянутые средства разъемно подсоединены к торцу ракеты. Контейнер также снабжен устройством пневматического десантирования в виде источника высокого давления, соединенного с пневмокамерой. Свободный торец контейнера герметично соединен по периметру с отверстием фюзеляжа самолета для выхода ракеты-носителя. Изобретение позволяет увеличить грузоподъемность, снизить стоимость выведения полезной нагрузки и обеспечить высокую безопасность (в том числе экологическую) системы и экипажа. 1 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике и, в частности, может быть использовано для выведения на низкие и средневысокие околоземные орбиты различных полезных нагрузок, например, спутников связи, навигации, мониторинга, в том числе экологического, аппаратуры для научных исследований, а также для оперативной доставки полезных грузов в отдаленные точки Земли и Мирового океана. По данным европейской фирмы "Евроконсалт" в период 2000 - 2015 годов потребуется вывести в космос около 1800 спутников по более чем 200 проектам, на околоземные орбиты с высотой до 3000 - 5000 км с различными наклонениями. Потенциал рынка стартовых услуг составит около 15-20 млрд. долл. США. Учитывая актуальность создания средств выведения ракет легкого класса, разработки по ним ведутся в США, ФРГ, Великобритании, Украине, России, Японии, Китае. В США создана и эксплуатируется авиационно-космическая система "Пегас" грузоподъемностью около 450 кг, на Украине ведутся работы по проекту "Орiль", в России - по проекту "Штиль-ЗА", "Бурлак-Диана". Проекты "Орiль" и "Штиль-ЗА" используют в качестве ракет-носителей межконтинентальные баллистические ракеты на токсичном топливе АТ-НДМТ и не обеспечивают экологической безопасности эксплуатации. Известны авиационно-космические системы запуска летательных аппаратов с "крыши" самолета-носителя, например ракеты-носителя или малоразмерного космического самолета (патент РФ N 2061630, МКИ 6 B 64 G 1/14). Недостатком таких систем является необходимость запуска ракетных двигателей для ухода с самолета-носителя, что является чрезвычайно опасным при авариях ракеты в процессе ее запуска. Проект "Бурлак-Диана" (журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер-Бенц Аэроспейс П. Г. (патент РФ N 2120398, МКИ 6 B 64 G 1/14) используют крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя. Недостатками этих проектов являются ограничения по диаметру ракеты-носителя, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, а также необходимость создания на ракете-носителе аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя. Известна авиационно-космическая система фирмы Rockwell International Corporation (патент США N 5402965, МКИ 6 B 64 G, 1/14), состоящая из самолета-носителя и установленной под ним ракеты-носителя с возвращаемым космическим летательным аппаратом (полезная нагрузка), осуществляющая горизонтальный старт с аэродрома, доставку ракеты-носителя с полезной нагрузкой в точку ее отделения от самолета-носителя, выведение ракетой-носителем полезной нагрузки в заданную точку орбиты и отделение нагрузки с последующим ее возвращением на Землю. Известно также техническое решение по патенту РФ N 2026798, МКИ 6 B 64 D, 5/00 фирмы Orbital Sciences Corporation, US, представляющее ракету-носитель, сбрасываемую с самолета-носителя, содержащую ступени с двигательными установками, крыло и полезную нагрузку. Недостатки вышеупомянутых технических решений по патенту США N 5402965 и патенту РФ N 2026798 повторяют недостатки системы "Бурлак-Диана", описанной выше, и, кроме того, усложняют систему управления из-за необходимости управлять как на участке аэродинамического полета с использованием крыла, так и на участке реактивного полета. Все описанные выше авиационно-космические системы реализуют отделение ракеты-носителя от самолета-носителя либо за счет запуска реактивных двигателей на самолете-носителе, либо за счет использования вытяжных парашютов, либо за счет использования аэродинамических возможностей крыльев ракеты-носителя. Известно техническое решение по патенту США N 5279199, МКИ F 41 F 3/06, B 64 D 1/04 фирмы Хьюс Эйркрафт Компани, представляющее способ и аппарат для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета и выталкивающее устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува. Недостатками этого способа и аппарата выталкивания являются: - неконтролируемые усилия на элементы конструкции ракеты в местах их контактов с пневматической подушкой, приводящие к недопустимым нагрузкам на эти элементы и их возможному разрушению, что снижает надежность ракеты; - проблематичность использования для ракет-носителей со значительной массой, так как исключается возможность размещения установочных элементов (опор) ракеты-носителя в зоне размещения (укладки) пневматической подушки, что приводит к неоптимальному нагружению ракеты-носителя, к увеличению массы ее конструкции и, соответственно, к потере массы полезного груза; - малая эффективность устройства выталкивания с помощью пневматической подушки, так как развиваемое давление в подушке ограничено объемом подушки, размещаемой в габаритах пусковой трубы. Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является авиационно-космическая система "Пегас" по патенту США N 4901949, МКИ 6 B 64 G 1/14, содержащая самолет-носитель, ракету-носитель, с пороховыми двигателями, крыло и полезную нагрузку. Недостатками данной системы являются упомянутые выше ограничения по диаметру ракеты-носителя, подвешиваемой под самолетом-носителем, наличие на ракете-носителе крыла для набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя, усложненная система управления (для двух режимов: для полета на крыле и для реактивного полета), а также, как следствие, низкая грузоподъемность этой системы и высокая удельная стоимость выводимой полезной нагрузки. Задачей предлагаемого изобретения является увеличение грузоподъемности авиационно-космической системы, снижение удельной стоимости выведения полезной нагрузки и обеспечение увеличенных габаритов зоны для размещения полезных нагрузок, при одновременном обеспечении безопасности самолета-носителя и его экипажа, а также экологической безопасности системы. Поставленная задача достигается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, ракету-носитель и полезную нагрузку, ракета-носитель с жидкостными ракетными двигательными установками размещена в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, бортовыми элементами устройств заправки ракеты-носителя топливом и рабочими телами, элементами устройств дренажа и подпитки жидкостных ракетных двигательных установок топливом, при этом транспортно-пусковой контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя. Ракета-носитель установлена в транспортно-пусковом контейнере с помощью установочных элементов, по крайней мере, в двух поясах, а между ее торцом и глухим торцом транспортно-пускового контейнера образована герметичная пневматическая камера, в которой размещены бортовые элементы упомянутых устройств заправки, элементы устройств дренажа и подпитки, которые подсоединены к ракете в ее торце с помощью разъемных соединений, причем устройство пневматического десантирования выполнено в виде источника высокого давления, соединенного с помощью запорной арматуры с пневматической камерой транспортно-пускового контейнера, который снабжен теплоизоляцией. Свободный торец транспортно-пускового контейнера совпадает с отверстием в фюзеляже СН и герметично соединен с периметром этого отверстия. Предложенная авиационно-космическая система изображена нa чертеже, где: 1 - самолет-носитель (СН); 2 - ракета-носитель (РН); 3 - полезная нагрузка (ПН); 4 - жидкостные ракетные двигательные установки (ЖРДУ); 5 - фюзеляж самолета-носителя; 6 - транспортно-пусковой контейнер;
7 - устройство пневматического десантирования;
8 - бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами;
9 - элементы устройства дренажа;
10 - элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом;
11 - электрические связи;
12 - установочные элементы;
13 - глухой торец транспортно-пускового контейнера;
14 - пневматическая камера;. 15 - разъемные соединения;
16 - источник высокого давления;
17 - запорная арматура;
18 - теплоизоляция;
19 - свободный торец транспортно-пускового контейнера;
20 - разрываемая мембрана. Предложена авиационно-космическая система, содержащая самолет- носитель 1, ракету-носитель 2 с жидкостными двигательными установками 4 и полезной нагрузкой 3. Ракета-носитель 2 размещена в транспортно-пусковом контейнере 6 с помощью установочных элементов 12, по крайней мере, в двух поясах РН 2, при этом транспортно-пусковой контейнер 6 установлен внутри фюзеляжа 5 самолета-носителя 1. В транспортно-пусковом контейнере 6 размещено устройство пневматического десантирования 7, выполненное в виде источника высокого давления 16. Между глухим торцом 13 транспортно-пускового контейнера и торцом ракеты- носителя образована герметичная пневматическая камера 14, в которой расположены бортовые элементы устройства заправки 8 РН 2 топливом и рабочими телами, элементы устройств дренажа 9 и подпитки ЖРДУ топливом 10, которые подсоединены к торцу ракеты-носителя 2 с помощью разъемных соединений 15. Источник высокого давления 16 соединен с помощью запорной арматуры 17 с пневматической камерой 14. Транспортно-пусковой контейнер 6 снабжен теплоизоляцией 18. Свободный торец 19 транспортно-пускового контейнера 6 закрыт разрываемой мембраной 20 при выходе РН 2 из СН 1, причем свободный торец 19 герметично соединен с периметром отверстия в фюзеляже 5 СН 1. Транспортно-пусковой контейнер 6 помимо функций десантирования РН 2 также служит для загрузки в него РН 2 на технической позиции, транспортировки и загрузки в СН 1, для защиты РН 2 от внешних механических и климатических воздействий. Теплоизоляция 18 контейнера служит для термостабилизации топливных баков ЖРДУ 4. Устройство пневматического десантирования 7 служит для выталкивания РН 2 из транспортно-пускового контейнера 6, размещенного в фюзеляже СН 1, и содержит источник высокого давления 16 с запорной арматурой 17 и герметичную пневматическую камеру 14, образованную глухим торцом транспортно-пускового контейнера 13 и торцом РН 2 с установочными элементами 12. Бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8 могут быть выполнены в виде трубопроводов с запорной арматурой и разъемными элементами сопряжения и предназначены для заправки на базовом аэродроме ЖРДУ 4 топливом и систем РН 2 рабочими телами перед стартом СН 1. Элементы устройства дренажа 9 установлены в пневматической камере 14 и служат для сброса паров компонентов топлива, например криогенных, из баков ЖРДУ 4 за борт самолета как в период предстартовой подготовки, так и в период полета самолета. Элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10 служат для дозаправки баков ЖРДУ как во время предстартовой подготовки СН 1, так и во время полета до выхода РН из контейнера. Размещение бортовых элементов устройств заправки РН топливом и рабочими телами, элементов устройства дренажа и элементов устройства подпитки ЖРДУ топливом, а также их связей с РН в пневматической камере необходимо для рассоединения их от РН ходом ракеты, что упрощает схему отсоединения и повышает надежность системы. Герметизация свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера по периметру отверстия в фюзеляже 5 СН позволяет при десантировании из него РН изолировать внутренний объем фюзеляжа, где находятся люди, сопровождающие РН, и тем самым не подвергать их возможной опасности воздействия на них внешней среды. Предложенная авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Самолет-носитель 1, например, тяжелый транспортный самолет АН-124-100, с ракетой-носителем 2 на борту стартует с аэродрома базирования и осуществляет полет в расчетный район запуска РН, например в район экватора. В районе запуска РН 2 самолет-носитель 1 выполняет маневр с выходом на участок траектории, где вертикальная перегрузка близка к нулю (участок невесомости). На этом участке при достижении расчетных параметров, соответствующих началу старта РН 2, например, на высоте 10-12 км, угле траектории к местному горизонту 15-25 o и скорости полета 650-750 км/час, подается команда на срабатывание устройства пневматического десантирования 7 и открытие запорной арматуры 17 источника высокого давления 16, из которого газ поступает в пневматическую камеру 14. При достижении избыточного давления газа в пневматической камере 14, например, около одной атмосферы, происходит отсоединение РН 2 с установочными элементами 12 от транспортно-пускового контейнера 6 и под давлением газа начинается выход РН 2 из свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера 6, при этом вскрывается мембрана 20 ходом РН. Одновременно ходом РН 2 рассоединяются разъемные соединения 15, отстыковывая бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8, элементы устройства дренажа 9, элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10, электрические связи 11. В течение расчетного времени, например, за 1,5-2,5 сек, РН 2 осуществляет выход из фюзеляжа самолета-носителя 5, после чего выполняет безмоторный полет в течение времени, обеспечивающего достижение безопасного расстояния от СН 1, например, на удаление 150-200 м. Затем включаются ЖРДУ 4 ракеты-носителя 2 и осуществляется полет ракеты-носителя с доставкой полезной нагрузки 3 на заданную орбиту. Предложенное изобретение позволяет:
- увеличить габариты зоны для размещения полезных нагрузок за счет использования значительно больших объемов фюзеляжа, например, АН- 124-100 "Руслан", по сравнению с размерами между нижней поверхностью фюзеляжа и взлетной полосой всех известных систем, в том числе системы "Пегас";
- увеличить грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки. Например, при использовании в качестве самолета-носителя АН-124-100 "Руслан", стоимость выведения одного килограмма полезной нагрузки в 5-6 раз меньше подобной стоимости системы "Пегас". Это достигается за счет размещения РН в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, позволяющих реализовать десантирование РН в условиях, близких к невесомости;
- обеспечить высокую безопасность СН и его экипажа за счет включения ЖРДУ РН на значительном удалении от СН, возможном вследствие того, что РН уже сообщен начальный импульс скорости при десантировании, а также за счет изоляции экипажа от воздействия внешней среды при выходе РН из СН;
- обеспечить экологическую безопасность системы за счет возможности использования ЖРДУ на экологически чистых компонентах топлива, например "жидкий кислород-керосин" или "жидкий кислород-сжиженный природный газ". Предложенное изобретение может быть реализовано с использованием существующих транспортных самолетов, например, АН-124-100 "Руслан" или АН-225 "Мрия". Использование существующих ЖРД, например, НК-33, НК-43, РД-0124, 11Д58М, а также освоенных технологий изготовления ракет-носителей позволяют создать в кратчайший срок и с минимальными затратами ракету-носитель для предложенной авиационно-космической системы. Транспортно-пусковой контейнер с устройством пневматического десантирования предложенной конструкции выполняются по известным технологиям и с использованием, в том числе, готовых комплектующих.
Многоцелева́я авиацио́нно-косми́ческая систе́ма (МАКС) - двухступенчатый комплекс, состоящий из самолёта-носителя (Ан-225 «Мрия» - точнее на базе Ан-225 предполагалась разработка нового самолета-носителя Ан-325), на котором устанавливается орбитальный самолёт. Орбитальный самолёт может быть как пилотируемым, так и беспилотным. Конструкция Ан-225 допускает установку грузового контейнера с внешним топливным баком с криогенными компонентами топлива вместо орбитального самолёта.
Разработка велась с начала 1980-х годов под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского в НПО «Молния».
Вместо первой ступени обыкновенной ракеты здесь используется самолёт Ан-225; вторая ступень может быть выполнена в трех вариантах:
МАКС-ОС с орбитальным самолётом и одноразовым баком;
МАКС-М с беспилотным самолётом;
МАКС-Т с одноразовой беспилотной второй ступенью и грузом до 18 тонн.
«Система базируется на обычных аэродромах 1-го класса, дооборудованных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса, и вписывается в основном в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами».
МАКС может применяться для аварийного спасения экипажей космических объектов или в целях наземной разведки. Отсутствие привязки к космодрому также расширяет применение такой системы.
Этот проект был начат ещё в 1980-е годы научно-производственным объединением «Молния». При этом использовался опыт и результаты работ над проектом «Спираль» и над экспериментальными аппаратами БОР. Этот проект, в отличие от «Бурана», основан на принципе самоокупаемости. По расчётам, затраты окупятся через 1,5 года, а сам проект даст 8,5-кратную прибыль. Эта система является уникальной, в мире не разрабатывается ни одного подобного аппарата. Кроме того, МАКС значительно дешевле ракет за счёт многократного использования самолёта-носителя (до 100 раз), стоимость выведения груза на низкую околоземную орбиту - порядка 1000 долл./кг; для сравнения: средняя стоимость выведения в настоящее время составляет около 8000-12 000 долл./кг, для конверсионной РН «Днепр» - 3500 долл./кг. К преимуществам можно также отнести бо́льшую экологическую чистоту за счёт применения менее токсичного топлива (трёхкомпонентный двигатель РД-701 керосин/водород+кислород). В настоящее время на проект уже истрачено около 14 млрд долларов.
Программа «МАКС» получила золотую медаль (с отличием) и специальный приз премьер-министра Бельгии в 1994 году в Брюсселе на Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94».
Запуск спутников в космос с воздушного носителя давно рассматривался как способ облегчения доступа человека в ближний космос. В России давно велись разработки так называемой аэрокосмической системы (АКС). И если раньше воздушный старт рассматривался исключительно с точки зрения боевого применения, то сегодня он рассматривается как способ вывода на орбиту и гражданских спутников. Самолётом-носителем для этого выбран надёжный военно-транспортный Ил-76.
Идею использовать воздушный старт для изучения ракет на гиперзвуковых скоростях подхватили после войны. Несмотря на то, что первые успешные эксперименты прошли в США, в России также велись разработки гиперзвукового самолёта-разгонника, который на высоте до 30 км отделялся от самолёта-носителя. Однако начатый в 1964 году проект был закрыт в 1969 году.
В дальнейшем уникальный авиационный ракетный комплекс космического назначения получил своё развитие в Акционерном обществе «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева». Разработка велась по заказу корпорации «Воздушный старт» ведущими предприятиями авиационно-космической отрасли России и Украины.
Этот проект был предназначен для доставки полезных грузов на различные околоземные орбиты, включая геостационарную. Ракета размещалась на самолёте-носителе АН-124-100ВС и по расчётам могла выводить спутник массой 3,9 тонны на низкую орбиту, массой 1,5 кг на геопереходную орбиту и 650 кг - на геостационарную орбиту.
Однако по расчётам инженеров компании «Лин Индастриал», грузоподъёмность самолета АН-124-100ВС «Руслан» является избыточной для данного проекта, поэтому инженеры решили рассмотреть другие самолёты для воздушного старта.
Проект двойного назначения
Компания «Лин Индастриал» разработала свой проект многоразовой двухступенчатой авиационно-космической системы (АКС) двойного назначения. Генеральным конструктором проекта является Александр Ильин.
Заказчиком, которого в компании не называют, была поставлена задача разработать систему, которая позволяла использовать АКС «Вьюга» для проведения технологических и общебиологических исследований на коммерческой основе, а также для получения новых материалов в условиях космического полёта. Кроме того, система может применяться для запуска микроспутников массой до 450 кг.
Для военных эта система может быть крайне полезной. Так как воздушный старт даёт возможность запуска на орбиты в широком диапазоне наклонений, с её помощью возможна инспекция и перехват космических аппаратов. Более того, такой спутник мог бы вполне нести высокоточное оружие.
Основными преимуществами авиационно-космической системы является многоразовость, использование в качестве самолёта-носителя доступного и надёжного Ил-76, возможность запусков на орбиты в широком диапазоне наклонений, экологическая безопасность. Мобильность системы давала возможность запусков космических аппаратов с территорий стран-заказчиков, что также является сильным преимуществом для коммерческих стартов.
Как пояснил телеканалу «Звезда» гендиректор компании «Лин Индастриал» Алексей Калтушкин, данный проект будет интересен учёным, которые исследуют различные слои атмосферы и испытывают в этой среде оборудование.
По его словам, данная система проигрывает по стоимости классическому ракетному подходу, но выигрывает в плане удобства для отдельных заказчиков.
«Иногда возникает ситуация, когда нет подходящих пусковых систем для запуска суборбитального оборудования. Все-таки ракета имеет определенный цикл производства, время подготовки, и в этом случае ожидание выходит порой дороже чем сам старт. Учёные могут ждать год или два, чтобы запустить свой прибор в космос. Вся работа может встать. Например, прежде чем запустить большой спутник, они могут проверить часть оборудования на каком-нибудь кубсате (малом спутнике). Поэтому им в некоторых случаях выгоднее использовать авиакосмическую систему и переплатить сейчас, чем ждать несколько лет запуска большого аппарата», - пояснил Калтушкин.
Почему Ил-76?
Стоит отметить, что инженеры компании не сразу выбрали Ил-76 в качестве самолёта носителя, рассматривались и М-55Х «Геофизика» и МиГ-31.
Как рассказали в «Лин Индастриал», высокий практический потолок самолёта М-55Х «Геофизика» (20,4 км) позволял получить значительный выигрыш характеристической скорости АКС, необходимой для выведения на орбиту за счёт уменьшения аэродинамических потерь. Но малая целевая нагрузка (3,5 т) не позволяла создать многоразовую авиационно-космической систему. Единственный возможный в данном случае вариант - это одноразовая кислородно-водородная ракета с полезной нагрузкой порядка 10–50 кг.
Высокий практический потолок МиГ-31 (20,6 км) и большая, чем у М-55Х грузоподъёмность (5-6 тонн), делали данный самолёт весьма реальным кандидатом на роль носителя АКС. Но основное преимущество МиГ-31, его высокая скорость, могло быть реализовано только с малогабаритным грузом.
Схема авиационно-космической системы "Вьюга"
Размещение груза «на спине» не позволило бы использовать МиГ-31 как сверхзвуковой разгонщик. Создание полностью многоразовой системы на базе МиГ-31 если и возможно, то с полезной нагрузкой не более 30-60 кг.
Вариант с использованием широко распространенного военно-транспортного самолёта Ил-76 проигрывает двум предыдущим вариантам по высоте подъёма (12 км), но значительно опережает их по массе полезной нагрузки (43,4–47 т).
В случае крепления АКС «на спине» необходимо предусмотреть не только специальные крепёжные конструкции, но и укрепляющие конструкции внутри самолёта. У первой ступени АКС необходимо предусмотреть крылья, создающие подъёмную силу для отделения от самолёта. Возможность реализации подобного разделения доказывает сброс корабля «Энтерпрайз» (типа «шаттл») во время испытаний с самолёта B-747.
Масса АКС с учётом оборудования для крепления - 35 т, высота разделения - 10 км. При этом, для передачи нагрузок на самолёт-носитель используется специальная внутренняя ферма, габаритные размеры которой позволяют разместить её в грузовом отсеке Ил-76.
Схема вывода спутника в космос
Как работает авиакосмическая система
- Взлёт Ил-76 с закреплённой "на спине" первой и орбитальной ступенями с аэродрома базирования.
- Набор высоты 10 000 метров.
- Отделение первой ступени с орбитальным блоком от самолёта-носителя.
- Возвращение Ил-76 на аэродром базирования.
- Работа двигателей первой ступени в течение 185 сек, выход в ближний космос.
- Отделение орбитальной ступени на высоте 96 км.
- Работа двигателя орбитальной ступени в течение 334 сек.
- Выход орбитальной ступени на орбиту на высоте 200 км.
- Вход первой ступени в атмосферу Земли.
- Полёт первой ступени до аэродрома посадки.
- Посадка первой ступени.
- Работа двигателей орбитальной ступени, выдача тормозного импульса.
- Вход орбитальной ступени в атмосферу Земли.
- Раскрытие парашюта орбитальной ступени и спуск на парашюте.
- Посадка орбитальной ступени.
С учётом пока ещё редких коммерческих стартов ракет-носителей для вывода на орбиту стаи спутников, аэрокосмические системы могут стать вполне эффективной альтернативой. Использование же самолёта Ил-76 будет определённо весьма эффективной авиационной составляющей этого проекта, поскольку самолёт давно доказал свою надёжность.
Основные параметры АКС
- Высота отделения от самолета-носителя Ил-76 ~10 км
- Масса космического летательного аппарата - 35 т
- Топливо - жидкий кислород + керосин (скорость истечения газов - 3400 м/с)
- Массовое отношение компонентов топлива - 2,726
- Характеристическая скорость АКС - 8900 м/c
Первая ступень
- Снабжена крылом, масса со второй ступенью или военной полезной нагрузкой (ПН) - 35 т
- Характеристическая скорость ступени - 4717 м/c
- Масса горючего (керосин) - 7050 кг
- Масса окислителя (кислород) - 19210 кг
- Окислитель размещен в цилиндрическом баке. Масса бака с теплозащитой ~1200 кг.
- Горючее размещено внутри фюзеляжа, масса ~450 кг.
- Масса носового конуса с теплозащитным покрытием ~75 кг.
- Масса крыла, килей, пилонов, механизации ~1550 кг.
- Масса двигательной установки ~350 кг.
- Масса шасси ~210 кг.
- Масса систем управления ~100 кг
- Итого (с запасом ~5 кг): масса сухой ступени - 3940 кг, масса заправленной ступени - 30200 кг.
Орбитальная ступень
- Характеристическая скорость - 4183 м/c
- Масса горючего (керосин) - 914 кг
- Масса окислителя (кислород) - 2486 кг
- Масса корпуса орбитальной ступени ~220 кг
- Масса баков окислителя ~190 кг
- Масса баков горючего ~75 кг
- Масса шар-баллонов ~20 кг
- Масса теплозащиты днища ~120 кг
- Масса теплозащиты «спины» ~60 кг
- Масса маршевой двигательной установки ~60 кг
- Масса парашютного контейнера ~100 кг
- Масса системы управления ~45 кг
- Масса двигателей ориентации ~60 кг
- Сухая масса вместе с ПН - 1400 кг
- Масса заправленной ступени с ПН - 4800 кг