Как сделать корабль самолет


Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет


Лучшие новости сайта


Глава 15 НАСЛЕДНИКИ «БУРАНА»

Оценивать программу создания ракетно-космического комплекса многократного применения «Энергия-Буран» можно по-разному. Одни считают, что комплекс появился слишком рано, а потому промышленность и экономика нашей страны оказались не готовы к поддержанию и дальнейшему развитию этой программы. Другие, наоборот, полагают, что комплекс опоздал — задачи, которые он был призван решать, утратили актуальность. Так или иначе, но он явно пришелся не ко времени и разделил судьбу множества других проектов, отложенных «под сукно» или в «долгий ящик».

Однако сама тема многоразовых аэро-космических систем осталась на повестке дня. Конструкторская мысль не стоит на месте, и, возможно, кому-то другому когда-нибудь удастся сделать то, чего не удалось сделать создателям «Бурана».

Легкий космический самолет Челомея

В главе 9 я уже рассказывал, что с начала 60-х годов в ОКБ-52 Владимира Челомея разрабатывались проекты орбитальных ракетопланов «МП-1», «М-12», «Р-1» и «Р-2». Выявлялась область применения таких аппаратов. Анализ показал, что наибольшие перспективы имеют чисто крылатые ракетопланы, позволяющие осуществлять маневрирование в широком диапазоне скоростей и направлений.

После известных событий 1964 года, когда в ОКБ-52 нагрянула проверочная комиссия, о перспективных проектах пришлось забыть.

Вновь о ракетопланах в ОКБ-52 (ЦКБМ) заговорили в 1975 году. Тогда же были возобновлены проектные работы над крылатыми космическими аппаратами. В частности, в 1979 году были представлены аванпроект и натурный макет легкого космического самолета многоразового использования «ЛКС» длиной 19 метров и массой 20 тонн. В качестве носителя планировалось использовать ракету «УР500К» («Протон-К»).

Бюро Челомея также предлагало проекты «ЛКС», имеющих в своем составе, кроме многоразового самолета, одноразовый грузовой отсек для доставки тяжелого груза на орбиту.

Возвращение части груза предполагалось осуществлять во внутреннем отсеке самолета.

Несмотря на то что за рубежом уже велись аналогичные работы, проект показался руководству отрасли слишком смелым и не нашел поддержки. В 1981 году разработка «ЛКС» была прекращена.

Проект «ОК-М»

На основе научно-технического опыта по созданию орбитального корабля «Буран» в НПО «Энергия» по указанию главного конструктора Юрия Семенова и под руководством Павла Цыбина в период с 1984 по 1993 год были развернуты проектно-конструкторские работы по совершенствованию ракетно-космических комплексов.

Приоритет отдавался решению задач транспортно-технического обслуживания и повышения эксплуатационной эффективности орбитальных станций типа «Мир», замены серии одноразовых кораблей типа «Союз» и «Прогресс» и применения средств выведения как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом. Результатом этих разработок стало появление проектов многоразовых кораблей малой размерности «ОК-М»: «ОК-М», «ОК-М1» и «ОК-М2» с начальными массами от 15 до 32 тонн.

Аэродинамическая схема пилотируемого многоразового корабля «ОК-М» (начальная масса 15 тонн) аналогична аэродинамической схеме корабля «Буран». Его основные конструктивные элементы: цельный неразрезной фюзеляж, включающий кабину экипажа и грузовой отсек пенального типа, крыло двойной стреловидности, снабженное элевонами; вертикальный стабилизатор с рулем направления; носовое и основное колесное шасси. Внешняя поверхность корабля «ОК-М» покрыта плиточным теплозащитным покрытием на основе материалов, разработанных для «Бурана». Носовой «кок» выполнен открывающимся, из материала углерод-углерод; под ним в носовой части фюзеляжа размещен стыковочный агрегат андрогинного типа. Двигательная установка, состоящая из 36 ЖРД на высококипящих компонентах и вытеснительной системы подачи топлива, размещается в двух мотогондолах хвостовой части фюзеляжа и в носовом «коке». Система управления корабля «ОК-М» реализовывалась на основе бортового вычислительного комплекса, применяемого на корабле «Союз ТМ».

Электропотребление корабля составляло в среднем 2,5 кВт и обеспечивалось системой электроснабжения, состоящей из 16 аккумуляторных батарей. Предусматривалась возможность использования солнечных батарей площадью до 25 м?.

Габариты «ОК-М»: длина — 15 метров, высота — 5,6 метра, размах крыла — 10 метров, объем отсека полезного груза — 20 м?, масса — 15 тонн, масса полезного груза — до 3,5 тонны, посадочная масса — 10,2 тонны.

Экипаж «ОК-М» — 2 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.

Носителем «ОК-М» должна была стать двухступенчатая ракета «Зенит» конструкции НПО «Энергия». Силовая связь корабля с ракетой-носителем осуществлялась через переходный отсек, выполненный по типу «монокок», на котором с помощью сбрасываемых пилонов размещались четыре твердотопливных ускорителя. Блок ускорителей (средняя тяга каждого составляла 25 тонн) позволял увеличить мощность ракеты в штатном полете и обеспечивал экстренное отделение и управляемый увод «ОК-М» при аварии.

Многоразовые орбитальные корабли «ОК-М1» и «ОК-М2» рассчитывались на начальную массу в 32 тонны. Планеры этих кораблей выполнены по схеме «летающее крыло» со складными консолями двойной стреловидности в плане, которые крепятся к средней части фюзеляжа. С учетом увеличенных габаритов кораблей была повышена тяга орбитальных двигательных установок, работающих на компонентах: жидкий кислород + керосин («ОК-М1») и жидкий кислород + этанол («ОК-М2»), до 60 кВт увеличена мощность системы электроснабжения.

Габариты «ОК-М1»: длина — 19,08 метра, высота — 6,98 метра, размах крыла — 12,5 метра, объем отсека полезного груза — 40 м?, масса — 31,8 тонны, масса полезного груза — до 7,2 тонны, посадочная масса — 22,4 тонны.

Экипаж «ОК-М1» — 4 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.

Габариты «ОК-М2»: длина — 18,265 метра, высота — 7,050 метра, размах крыла — 12,5 метра, объем отсека полезного груза — 40 м?, масса — 30 тонн, масса полезного груза — до 10 тонн, посадочная масса -17,6 тонны.

Экипаж «ОК-М2» — 4 человека, количество пассажиров, доставляемых на орбиту в специальном модуле, — 4 человека.

Существенным отличием корабля «ОК-М1» являлась его ориентация на параллельное силовое сопряжение с ракетно-космическим комплексом и размещение в хвостовой части корабля двух маршевых трехкомпонентных ЖРД с высотными сопловыми насадками.

Как возможные средства выведения кораблей «ОК-М1» и «ОК-М2» рассматривались одноразовые ракеты-носители «Зенит», «Энергия-М» и многоразовая крылатая разгонная ступень вертикального старта на базе корабля «Буран». Параллельно оценивалась возможность использования транспортного самолета-носителя (типа «Руслан» или «Мрия») в качестве 1-й ступени авиационно-космической системы при организации так называемого «воздушного старта» 2-й ступени (разгонной ракеты).

Сравнительный анализ показал, что на данном этапе гораздо большую надежность и безопасность полета могут обеспечить только ракеты-носители. Поэтому конструкторы «ОК-М1» и «ОК-М2» остановили свой выбор на ракетно-космических комплексах, создаваемых на базе многоразовой космической системы «Энергия-Буран».

Так, «ОК-М1» введен в состав многоразового многоцелевого космического комплекса (ММКК), являющегося составной частью многоразовой многоцелевой космической системы, а «ОК-М2» — в состав комплекса РН «Энергия-М».

ММКК состоял из разгонного возвращаемого корабля, подвесного топливного отсека и многоразового орбитального корабля «ОК-М1». Беспилотный разгонный корабль использовался в качестве 1-й ступени, разрабатываемой на основе конструкции планера с максимальным использованием элементов и систем корабля «Буран». Внутри корпуса разгонного корабля устанавливались топливные баки, пневмо-гидравлические средства подачи компонентов топлива и четыре двухрежимных трехкомпонентных ЖРД с необходимым вспомогательным оборудованием, работающих на жидком кислороде, жидком водороде и углеводородном горючем.

При этом в составе разгонного корабля были предусмотрены запасы только жидкого кислорода и углеводородного горючего, жидкий водород размещался в подвесном топливном отсеке.

Для обеспечения полета по трассе возвращения разгонный корабль оснащался двумя воздушно-реактивными двигателями, расположенными по обе стороны в средней части фюзеляжа. Подвесной топливный бак представлял собой силовую конструкцию с несущими топливными баками диаметром 5,5 метра с продольной (последовательной) компоновкой баковых емкостей окислителя и горючего.

Многоразовый корабль «ОК-М1» крепился к подвесному топливному баку с помощью трех разрывных силовых узлов по параллельной схеме, выполняя функции 2-й ступени и используя в качестве маршевой двигательной установки два трехкомпонентных ЖРД.

Для спасения в экстремальных ситуациях корабля «ОК-М1» с экипажем и разгонного корабля или только экипажа в составе ММКС были предусмотрены специальные технические средства (катапультные кресла, средства аварийной защиты двигателей, спасательные скафандры, средства экстренного отделения орбитального корабля, средства предупреждения) и разработаны специальные режимы функционирования составных частей.

В ракетно-космическом комплексе «ОК-М2-Энергия-М» силовая связь корабля «ОК-М2» осуществлялась с ракетным блоком 2-й ступени ракеты-носителя «Энергия-М» и в конструктивном плане была подобна привязке корабля «ОК-М» к ракете «Зенит».

Проект «МАКС»

В 1982 году, задолго до первого и последнего полета системы «Энергия-Буран», Генеральный конструктор НПО «Молния» Глеб Лозино-Лозинский, оценив перспективы создания авиационно-космических систем и обобщив свой опыт работы над космопланом «Спираль», предложил новый проект, получивший название «МАКС», то есть «Многоразовая авиационно-космическая система».

В 1988 году большой кооперацией (около 70 предприятий авиационной и космической промышленности) был разработан эскизный проект системы «МАКС» в 220 томах.

В подтверждение проектных технических характеристик выполнен большой объем исследовательских работ по аэродинамике, газодинамике, прочности элементов конструкции и другим направлениям.

Система «МАКС» состоит из дозвукового самолета-носителя и установленной на нем орбитальной ступени с внешним топливным баком. В качестве первой ступени «МАКС» планируется использовать тяжелый самолет «Ан-225» («Мрия») или (в перспективе) сверхмощный двухфюзеляжный самолет «Геракл».

Самолет «Мрия» чрезвычайно удобен тем, что он уже неоднократно испытывался как транспортная платформа при дальних перевозках орбитального корабля «Буран». При максимальной взлетной массе в 600 тонн «Ан-225» может поднимать полезный груз до 250 тонн, развивая при этом скорость 850 км/ч на высоте от 9000 до 11 000 километров.

По вариантам второй ступени система «МАКС» имеет три модификации: «МАКС-ОС», «МАКС-Т» и «МАКС-М».

Вторая ступень «МАКС-ОС» состоит из орбитального самолета многоразового использования и одноразового топливного бака.

Габариты орбитального самолета «МАКС-ОС»: длина — 19,3 метра, размах крыла — 13,3 метра, высота — 8,6 метра, масса — 27 тонн.

При этом стартовая масса всей системы составляет 620 тонн, 2-й ступени — 275 тонн, а полезной нагрузки, выводимой на орбиту до 400 километров, — 5,8–6,6 тонны.

Маршевая двигательная установка включает в себя два двигателя «РД-701», работающих на трехкомпонентном топливе (жидкий водород, керосин и жидкий кислород). Базовый пилотируемый вариант самолета «МАКС-ОС» имеет кабину для двух членов экипажа.

Разработаны варианты самолета «МАКС-ОС» для транспортно-технического обеспечения орбитальных станций. Вариант «ТТО-1» оборудован стыковочным модулем и второй герметичной кабиной на четырех человек. Вариант «ТТО-2» предназначен для доставки в негерметичном отсеке оборудования, устанавливаемого на наружной стороне орбитальных станций.

Для выведения на орбиту тяжелых (до 18 тонн) полезных нагрузок предназначена модификация «МАКС-Т», имеющая вторую беспилотную ступень одноразового применения.

В ней используется тот же внешний топливный бак, что и на «МАКС-ОС», только вместо орбитального самолета установлен закрытый обтекателем полезный груз с маршевым двигателем.

Вторая ступень «МАКС-М» представляет собой многоразовый беспилотный орбитальный самолет. Топливные баки «МАКС-М» включены в конструкцию самолета.

«МАКС-ОС», «МАКС-Т» и «МАКС-М» должны по мере создания вводиться в совместную эксплуатацию на основе единых самолета-носителя и наземной инфраструктуры. Многоразовое применение их составных элементов и высокая степень унификации орбитальных ступеней обеспечат достижение основной цели разработчиков — многократного, по сравнению с существующими системами, снижения стоимости транспортных космических операций. Система «МАКС» позволит снизить стоимость выводимых в космос грузов до 1000 долларов за килограмм (против 12 000-15 000 долларов за килограмм у одноразовых систем).

Система базируется на обычных аэродромах 1-го класса, дооборудованных необходимыми для «МАКС» средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса, и в основном вписывается в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами.

В настоящий момент изготавливаются натурные макеты орбитального самолета и внешнего топливного бака. Разработка конструкторской документации по этим двум элементам практически завершена.

Для снижения технического риска создания полномасштабной системы «МАКС» и для равномерного распределения во времени финансовых затрат признана необходимой oпeрежающая разработка сравнительно недорогой экспериментальной системы-демонстратора технологий.

Исследования по первому варианту демонстратора «РАДЕМ» («RADEM») проводились в 1993–1994 годах НПО «Молния» совместно с фирмами «Бритиш Аэроспейс», АНТК Антонов и ЦАГИ по заказу Европейского космического агентства Современный вариант суборбитального демонстратора «МАКС-Д» также разработан с использованием задела по «РАДЕМ» и на базе конструкции и аэродинамической компоновки «МАКС-ОС». Взлетная масса экспериментального самолета — 62,3 тонны, посадочная — 12,8 тонны. В отличие от «РАДЕМ» в суборбитальном самолете «МАКС-Д» маршевая двигательная установка состоит лишь из одного кислородно-керосинового двигателя, что не только упрощает проект, но и, при заданных объемах баков, повышает энергетические возможности демонстратора При помощи демонстратора будут отработаны технологии и элементы системы выведения «МАКС» и исследованы в реальных условиях предстартовый маневр носителя, разделение ступеней, начальный участок выведения и автоматическая посадка орбитальной ступени. Помимо этого он может быть использован как летающая лаборатория для испытания перспективных воздушно-реактивных двигателей.

В проекте участвует и Летно-исследовательский институт имени Громова. Так, для системы «МАКС» там планируется создать и испытать самолет-лабораторию на базе истребителя «Су-27».

К настоящему времени на разработку системы «МАКС» израсходовано около 1,5 миллиарда долларов. Для того чтобы получить первый летающий образец, требуется еще около 1,8 миллиарда.

На состоявшемся в ноябре 1994 года в Брюсселе Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94» программа «МАКС» получила золотую медаль и специальный приз премьер-министра Бельгии.

Космопланы «МиГ-2000» и «МиГ-АКС»

Современные исследования тенденций развития и возможностей создания отечественных многоразовых средств космического выведения проводятся в соответствии с Государственной космической программой в рамках научно-исследовательской и экспериментальной работы «Орел», выполняемой по заказу Российского космического агентства.

С 1993 по 1996 год работы по теме «Орел» велись в ЦНИ И машиностроения, ЦАГИ имени Жуковского, Исследовательском центре имени Келдыша и в других организациях.

Проведенные в ЦНИИ Машиностроения параметрические расчеты и сравнительный анализ многоразовых одно- и двухступенчатого носителей с различными двигателями показали, что при снижении сухой массы летательного аппарата примерно на 30 % по сравнению с системой «Спейс Шаттл» или «Энергия-Буран» одноступенчатый носитель грузоподъемностью от 10 до 20 тонн должен иметь преимущества перед двухступенчатыми той же массы как по затратам на разработку, так и по удельной стоимости выведения.

Среди выдвинутых проектов воздушно-космических самолетов в особую группу можно выделить аппараты, разрабатываемые в авиационном конструкторском бюро имени Микояна — «МиГ-2000» и «МиГ-АКС».

«МиГ-2000» — одноступенчатый воздушно-космический самолет (длина фюзеляжа — 54,1 метра, базовый диаметр — 19,7 метра) со взлетным весом 300 тонн, способный выводить полезную нагрузку до 9 тонн на орбиту высотой 200 километров с наклонением 51°. После разгона ускорителем на ЖРД до 0,8 Махов, прямоточный воздушно-реактивный двигатель с дозвуковым горением обеспечивал дальнейший разгон до 5 Махов. В качестве ракетного топлива должен был использоваться переохлажденный водород и жидкий кислород. При возращении был возможен боковой маневр до 3000 километров.

«МиГ-АКС» — двухступенчатый воздушно-космический самолет, создаваемый на основе оригинальной концепции электромагнитной левитации «ЭТОЛ».

Эта концепция была впервые выдвинута специалистами КБ имени Микояна и ЦАГИ на Международном авиакосмическом салоне «МАКС'99». Летательные аппараты, базирующиеся на концепции электромагнитной левитации, 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 килограммов, который разгоняли и тормозили с помощью методики «ЭТОЛ» на полосе длиной 5 метров.


Разгонная взлетно-посадочная полоса длиной 4 километра, проектируемая под «МиГ-АКС», формируется из 40 компонентов мощностью 1010 Дж, которые позволят за 1015 секунд осуществить взлет самолета массой от 200 до 700 тонн. При этом ускорение составит от 2 до 30 g, а скорость — 300–500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 тонн.

Дальнейший разгон аппарата и выведение его на орбиту осуществляется комбинированной двигательной установкой на основе турбопрямоточных и жидкостных ракетных двигателей.

Стартовая масса «МиГ-АКС» составляет 420 тонн, максимальная полезная нагрузка, выводимая на орбиту высотой 400 километров, — до 7 тонн, возвращаемый с орбиты груз — до 7 тонн.

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 тонн, который будет взлетать (и совершать посадку туда же) с палубы авианосца, имеющего электромагнитную ВПП длиной от 150 до 200 метров.

Воздушно-космический самолет НПО «Энергия»

В ответ на разработку в США трансатмосферного бомбардировщика «Икс-30» («Х-30», «NASP») вышли постановления Правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 года о создании советского эквивалента. 1 сентября 1986 года Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку грузов военного назначения на околоземную орбиту. На конкурс были представлены проекты ОКБ Туполева («Ту-2000»), ОКБ Яковлева («МВКС») и НПО «Энергия» («ВКС»).

Воздушно-космический самолет «ВКС», разработанный под руководством Павла Цыбина, представлял собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса «ВКС» не превышала 700 тонн (масса конструкции составляла 140 тонн), масса полезного груза — не менее 25 тонн при выведении на опорную орбиту высотой 200 километров и наклонением 51°.

Габариты «ВКС»: длина — 71 метр, размах крыла — 42 метра, высота — 10 метров.

«ВКС» конструкции НПО «Энергия» предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полезных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок, трансконтинентальных транспортировок, а также для решения оборонных задач в космосе и из космоса.

Этот проект остался невостребованным, поскольку предпочтение было отдано конкурсной разработке «Ту-2000».

Космический бомбардировщик «Ту-2000»

Практически все работы, связанные с авиационно-космической тематикой, в ОКБ-156 Андрея Туполева были свернуты в начале 60-х годов. Вновь к этой тематике бюро вернулось в 70-е годы, когда в СССР были начаты перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами.

С 1968 по 1971 год в проработке у ОКБ Туполева находилось несколько технических предложений по воздушно-космическим самолетам с горизонтальным стартом и посадкой.

Взлетная масса летательных аппаратов согласно проектам достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ядерной силовой установки, в качестве рабочего тела — водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок на воздушно-космических системах, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей.

Однако в тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на теме многорежимных боевых самолетов. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым воздушно-космическим системам не было ни средств, ни свободных людских ресурсов. Кроме того, до первых полетов по американской программе «Спейс Шаттл» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных воздушно-космических аппаратов, делая ставку на ракетные системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ-156 не вышли из стадии эмбрионального состояния.

С появлением на Западе проектов одноступенчатых воздушно-космических систем работы по данной тематике оживились и в Советском Союзе. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Николая Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного военно-промышленного комплекса ОКБ-156 подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.

Следующим этапом в создании одноступенчатого воздушно-космического самолета в ОКБ Туполева стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа: ТРД + ПВРД + ЖРД.

За эти годы по теме одноступенчатого орбитального воздушно-космического самолета ОКБ подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или «Ту-2000», с комбинированной силовой установкой.

Исследования, проведенные в ОКБ Туполева, дали основание утверждать, что одноступенчатый воздушно-космический самолет способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.

По мнению конструкторов бюро, существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя воздушно-реактивные двигатели. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, является прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы самолета может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел Маха полета (широко-диапазонный ПВРД — ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.

Другим определяющим условием реализации одноступенчатого воздушно-космического самолета является использование в качестве топлива жидкого водорода. Это позволяет создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Кроме того, использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования.

Из условий применения на воздушно-космическом самолете основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону от 0 до 2,5 Маха, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до 20–25 Махов, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.

Для того чтобы одноступенчатый воздушно-космический самолет был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. Он должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 метров, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.

Принципиальная новизна разрабатываемого летатель ного аппарата, отсутствие проверенных технических реше ний по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов и полуфабрикатов обуславливают необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального воздушно-космического самолета. Поэтому вся программа по созданию экспериментального «Ту-2000» была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета «Ту-2000А» с максимальной скоростью полета до 5–6 Махов и создание экспериментального «ВКС» — прототипа одноступенчатого многоразового воздушно-космического самолета, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос.

Для воздушно-космического самолета «Ту-2000» была принята аэродинамическая схема «бесхвостка». Все элементы самолета конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части, и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД.

Самолет имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы берет на себя фюзеляж с плоской нижней поверхностью.

Органы управления традиционные для данной схемы летательного аппарата элевоны на крыле и руль поворота на киле.

Основной двигатель — ШПВРД включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости 2–2,5 Маха и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборника ТРД.

Фюзеляж самолета большого размера в основном занят топливными баками с жидким водородом.

В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая и прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа.

На экспериментальном «Ту-2000А» будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.

За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа заняты топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.

Шасси «Ту-2000А» нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки — одноколесные, убираются в фюзеляж в отсеки в районе крыла.

Габариты «Ту-2000А»: длина — 60 метров, размах крыла — 14 метров, стреловидность крыла по передней кромке — 70, масса пустого — 40 тонн, взлетная масса — от 70 до 90 тонн.

Экспериментальный «ВКС» второго этапа должен иметь взлетную массу до 210–280 тонн. Подобный аппарат сможет доставлять на околоземную орбиту 200–400 километров полезный груз от 6 до 10 тонн. Компоновочно он будет повторять экспериментальный «Ту-2000А», но на нем планируется устанавливать более мощный ШПВРД, число ТРД увеличить до шести.

На втором этапе, помимо многоразового воздушно-космического самолета, намечалось создать варианты космического бомбардировщика «Ту-2000Б» и пассажирского гиперзвукового самолета.

«Ту-2000Б» проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10 000 километров и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость в 6 Махов на высоте 30 километров.

До приостановки работ в 1992 году для «Ту-2000А» были изготовлены: кессон крыла из никелевого сплав, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы.

По утверждению специалистов, на сегодняшнем этапе весь объем научно-исследовательских и конструкторских работ по проекту можно выполнить за 13–15 лет с начала необходимого финансирования. Стоимость постройки одного «Ту-2000» (при затратах на опытно-конструкторские работы в 5,29 миллиарда долларов) составит около 480 миллионов долларов. Предполагаемая цена запуска — 13,6 миллиона долларов (при периодичности — 20 пусков в год).

Концепция «АЯКС»

В 1991 году мир узнал о новом прорывном проекте российских ученых.

Используя перспективные военные технологии, руководитель СКБ «Нева» ленинградского концерна «Ленинец» (ныне — Санкт-Петербургское Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем «Ленинец») Владимир Фрайштадт предложил оригинальную концепцию одноступенчатого аэро-космического самолета, получившую название «Аякс».

Согласно концепции «Аякс», гиперзвуковой летательный аппарат является открытой неизолированной аэротермодинамической системой, в которой на всех этапах атмосферного полета часть кинетической энергии обтекающего гиперзвукового воздушного потока ассимилируется бортовыми подсистемами, повышая общий ресурс аппарата и преобразуясь в химическую и электрическую энергии.

«Аякс» состоит из двух вложенных один в другой корпусов.

Между ними — специальный катализатор, куда поступает поток традиционного авиакеросина или более перспективного топлива — сжиженного метана. Когда аппарат совершает гиперзвуковой полет в атмосфере, то под влиянием высоких температур происходит термохимическое разложение углеводородного топлива. Процесс забирает большое количество энергии и охлаждает реактор. В результате термохимического разложения топлива выделяется свободный водород.

В смеси с тем же топливом он образует очень эффективное горючее для самолета.

Кроме того, часть обтекающего аппарат воздушного потока поступает в тракт уникального по своей концепции магнитоплазмохимического прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением. В этом двигателе находятся магнитогазодинамический (МГД) генератор и ускоритель. Первый создает мощное магнитное поле, в котором тормозится набегающий поток. Заторможенный и предварительно ионизированный поток воздуха поступает в камеру сгорания, куда подается обогащенное водородом топливо (керосин или метан). Истекающие продукты сгорания попадают в сопло, дополнительно разгоняются МГД-ускорителем и, расширяясь, выходят наружу. Таким образом, летящий в атмосфере аппарат сможет преобразовывать кинетическую энергию набегающего воздушного потока в широкий спектр различных видов энергии и использовать бортовой энергетический комплекс мощностью 100 МВт для самых различных задач планетарного характера.

И еще. На аппарате, созданном по концепции «Аякс», будет осуществляться управление обтеканием поверхности аппарата за счет воздействия направленного излучения бортового лазера и внешнего электромагнитного поля летательного аппарата на пограничный слой и скачки уплотнения ударных волн. Это позволит существенно снизить силу сопротивления воздушной среды.

Одноступенчатый воздушно-космический самолет «Нева»

На базе концепции «Аякс» сотрудниками Научно-исследовательского предприятия гиперзвуковых систем разработано целое семейство гиперзвуковых летательных аппаратов «Нева», предназначенных для транспортировки полезных грузов на дальние расстояния или на орбиту.

Среди них — многоцелевой гиперзвуковой самолет «Нева» для метеорологических и астрофизических исследований, геологической разведки, экологического контроля и даже для генерации озона; легкий административный аппарата «Нева»; гиперзвуковые самолеты «Нева-М1», «Нева-М6», «НеваМ7» для транспортных операций; гиперзвуковой гражданский самолет «Нева-7А» для перевозки 77 пассажиров и 4 членов экипажа со скоростью 15000 км/час.

Характеристики многоцелевого гиперзвукового самолета «Нева»: взлетная масса — 200 тонн, масса полезной нагрузки — 10 тонн, максимальная скорость — 4000 м/с, максимальная высота — 36 километров, дальность — 10 000 километров.

Характеристики гиперзвукового транспортного самолета «Нева-М1»: взлетная масса — 390 тонн, масса полезной нагрузки — 10 тонн, максимальная скорость — 4600 м/с, максимальная высота — 36 километров, дальность — 12 000 километров.

Особый интерес для нас представляет воздушно-космический самолет «Нева». Его характеристики таковы: взлетная масса — 364 тонны, масса полезной нагрузки, выводимой на орбиту (высота орбиты — до 250 километров, наклонение — произвольное), — 3 тонны, масса подвесных топливных баков — 37 тонн, максимальная скорость полета на высоте 100 километров — 7500 м/с.

Вполне естественно, что концепция «Аякс» имеет не только сторонников, но и противников. Многим отечественным специалистам представляется достаточно спорной рациональность и эффективность технического исполнения вышеперечисленных нововведений. До настоящего времени ни одно из них не получило признания. Финансовая поддержка проекта со стороны государства также отсутствует.

В результате создание гиперзвуковых летательных аппаратов типа «Нева» в обозримом будущем представляется маловероятным.

Космический корабль «Заря»

Кроме кораблей на базе «Союза» (пилотируемых «Союз Т», «Союз ТМ» и беспилотных «Прогресс» и «Прогресс-М»), конструкторы НПО «Энергия» неоднократно предлагали проекты различных аппаратов, рассчитанных на более мощные ракеты-носители, чем «семерка» Сергея Королева, но менее дорогих, чем орбитальный корабль «Буран». Одним из них был проект многоразового транспортного корабля «Заря», запускаемого на орбиту с помощью ракеты «Зенит».

Работы по многоразовому кораблю «Заря» («Изделие 14Ф70») были развернуты в соответствии с постановлением от 27 января 1985 года. 22 декабря 1986 года Военно-промышленная комиссия Совета Министров СССР приняла решение о выпуске эскизного проекта многоразового многоцелевого корабля «Заря».

Корабль предполагалось создавать в два этапа на первом этапе должен был разрабатываться базовый многоразовый пилотируемый транспортный корабль, на втором — его модификации для решения специальных задач в автономных и совместных с другими космическими аппаратами полетах в широком диапазоне высот и наклонений (до 97) орбит. Эскизный проект базового корабля был выпущен в первом квартале 1987 года и защищен на Научно-техническом совете Минобщемаша. Корабль «Заря» создавался с учетом возможностей новой ракеты-носителя «Зенит-2» и был предназначен: для доставки экипажей численностью от 2 до 8 человек и полезных грузов на долговременную орбитальную станцию типа «Мир» и возвращения их на Землю; для дежурства на станции с целью обеспечения возвращения ее экипажа на Землю в нужный момент (допустимая длительность полета корабля — не менее 195 суток, в последующем — до 270 суток); для доставки и возвращения грузов в беспилотном варианте; для проведения операций по спасению экипажей пилотируемых объектов станции типа «Мир» и орбитального корабля «Буран»; для решения отдельных задач в автономных полетах в интересах Министерства обороны и Академии наук СССР.

Габариты космического корабля «Заря»: длина — 5 метров, диаметр — 4,1 метра максимальная масса — 15 тонн.

Согласно проекту, корабль «Заря» мог выводить на опорную орбиту высотой до 190 километров и наклонением 51,6 полезный груз массой от 2,5 тонны (при экипаже из двух космонавтов) до 3 тонн (при полете без экипажа). Вместо груза в специальном модуле могли разместиться до восьми пассажиров.

При проектировании корабля был максимально использован опыт разработки, производства и эксплуатации предшествующих кораблей. Так, аэродинамическая форма возвращаемого на Землю корабля была аналогична форме спускаемого аппарата космического корабля «Союз»; часть бортовых систем, приборов и агрегатов была заимствована с космического корабля «Союз ТМ» и так далее. Вместе с тем при проектировании «Зари» были применены конструкторские решения, предполагавшие использование новых материалов и бортовых систем на базе современной вычислительной техники.

Первоначально планировалось, что все бортовые системы будут находиться внутри корабля. Однако впоследствии, из-за нехватки объема в возвращаемом аппарате, проектанты пошли на введение небольшого агрегатного отсека с двигательной установкой орбитального маневрирования и радиатором системы терморегулирования в нижней части корабля. После отработки тормозного импульса перед входом в атмосферу агрегатный отсек сбрасывался.

Для стыковки с орбитальными станциями типа «Мир» на корабле предусматривался стыковочный агрегат типа «штырь-конус» или андрогинный периферийный агрегат стыковки (с переходным люком диаметром 800 миллиметров), который на начальном участке выведения корабля закрывался сбрасываемым защитным конусом.

Возвращаемый корабль как основная часть являлся многоразовым и мог эксплуатироваться в течение 30–50 полетов.

Многоразовость достигалась как за счет применения теплозащитных материалов многократного использования (по опыту корабля «Буран»), так и новой схемы вертикальной посадки на Землю — с помощью многоразовых жидкостных ракетных двигателей для гашения вертикальной и горизонтальной скоростей посадки. Кроме функции торможения при посадке, эти ЖРД выполняли роль двигателей ориентации и причаливания в космосе. Сопла двигателей были наклонены под углом к оси корабля, с тем чтобы их струи не повредили обшивку аппарата.

Принцип посадки на ЖРД, кроме многоразовости, открывал перспективу применения возвращаемого корабля «Заря» для полетов на Луну и другие планеты. Однако использование тормозящих двигателей при посадке на Землю вызывало сомнения у ряда специалистов. Поэтому до поры до времени было решено в комплекс средств посадки включить отработанные и надежные резервные средства.

Так, на кораблях первого этапа разработки предполагалось использовать катапультные кресла для спасения космонавтов в аварийных ситуациях при посадке и на начальном участке выведения на орбиту, хотя размещение таких кресел в возвращаемом корабле ограничивало бы численность экипажа до четырех космонавтов. В составе основной системы посадки планировалось использовать 24 посадочных двигателя объединенной двигательной установки тягой 1,5 тонны каждый, работающих на компонентах перекись водорода-керосин, а для управления спуском — 16 однокомпонентных двигателей тягой 62 килограмма каждый. Бортовой комплекс управления и комплекс средств посадки должен был обеспечивать точность посадки с разбросом не более 2,5 километра и перегрузку при посадке — не более 10 g.

Работа над космическим кораблем «Заря» проводилась под личным контролем Генерального конструктора Валентина Глушко. Однако в январе 1989 года тема была закрыта в связи с недостаточностью финансирования. К этому моменту удалось только выпустить основную конструкторскую документацию.

Двухмодульный воздушно-космический корабль

Объединение научного и конструкторского задела, накопленного в ходе работ по орбитальным кораблям типа «ОК-М» и космическому корабль «Заря», позволили выдвинуть новый перспективный проект корабля многоразового использования. Он обсуждался в НПО «Энергия» в 1991 году, но, к сожалению, не получил поддержки ведущих конструкторов.

Тем не менее концепция «ВКК» (сокращение от «воздушно-космический корабль») заслуживает внимания, поскольку позволяет решить несколько серьезных проблем, связанных с проектированием и эксплуатацией многоразовых космических систем.

При разработке воздушно-космического корабля были учтены следующие требования: вместимость — от 2 до 6 человек, масса полезной нагрузки — от 2 до 3 тонн, возвращаемого груза — от 0,5 до 1 тонны, многоразовость применения основных элементов корабля, необходимость обеспечения аварийного спасения экипажа на старте и начальном участке полета.

А кроме того — возможность полета и маневра в космосе и в атмосфере, использование при необходимости грузового контейнера и другого космического аппарата, самолетная посадка на обычный аэродром. В результате проектных изысканий получился корабль «ВКК», состоящий из двух аппаратов-модулей: один — крылатый, другой выполнен по схеме несущего корпуса Модули соединены не последовательно, как у «Союза», а параллельно.

При этом самолет (пилотируемый модуль) устанавливается на несущий корпус (служебный модуль) с некоторым утоплением, крепится жестко в двух или трех точках при помощи быстроразъемных соединений — например, пироболтов.

Аналогично закреплен и защитный кожух-обтекатель.

Пилотируемый модуль используется многократно, служебный — один раз, но при этом он является сменным, что расширяет функциональные возможности корабля за счет установки той или иной его модификации. В зависимости от выполняемых задач служебный модуль имеет различное оборудование и разного объема топливные баки.

Другая особенность «ВКК» состоит в том, что технологическое соединение пилотируемого и служебного модулей происходит только после выхода корабля на орбиту на то время, пока он работает в космосе. Перед сходом «ВКК» с орбиты производится расстыковка кабелей и магистралей.

Внутренний стыковочный узел обеспечивает герметичное соединение обоих модулей для перемещения космонавтов в рабочий отсек служебного модуля. Такой подход позволяет использовать систему разделения модулей в аварийной ситуации на старте и начальном участке полета.

Как же устроены модули «ВКК»?

Пилотируемый имеет герметичную кабину для экипажа, крылья и двигательную установку, предназначенную для полета в атмосфере, в которой планируется использовать малогабаритные воздушно-реактивные двигатели. В нем установлены кресла для четырех-шести космонавтов, а сам он закрыт кожухом с иллюминаторами.

В служебном модуле размещается основное оборудование корабля. Здесь же находятся топливные баки, часть приборов, исполнительные элементы реактивной системы управления, при помощи которых «ВКК» совершает полет и ориентацию в космическом пространстве, внешний стыковочный узел.

Рабочий отсек предназначен для работы и отдыха космонавтов, выхода их в открытый космос, а также для перехода в другой космический аппарат через люки стыковочного узла.

По функциональному назначению его можно сравнить с бытовым отсеком «Союза».

Старт и выведение «ВКК» в космос осуществляются с помощью ракеты-носителя типа «Зенит» или с помощью самолета-носителя. При возникновении аварийной ситуации защитный кожух сбрасывается, и пилотируемый крылатый модуль уводится на безопасное расстояние; после этого он, используя собственную двигательную установку, совершает полет и посадку. В нормальном полете оба модуля скреплены до участка спуска на высоте 6-10 километров, когда они полностью расстыковываются. С этого момента каждый из них совершает самостоятельный полет и посадку. Крылатый модуль, имея малую массу и скорость и используя свой воздушно-реактивный двигатель, приземляется на обычный аэродром. Служебный модуль совершает торможение и спуск за счет аэродинамики несущего корпуса, а на последнем участке — на парашюте. Мягкая посадка обеспечивается амортизационными устройствами или ракетными двигателями, в зависимости от назначения служебного модуля и доставляемой на Землю полезной нагрузки.

«ВКК» может использоваться для решения самых разнообразных задач, включая и те, под которые создавались орбитальные корабли «Буран» и «Заря».

Программа «Холод»

Выше я уже упоминал, что с 1993 по 1996 год по заказу Российского космического агентства в рамках поддержанной государством научно-исследовательской и экспериментальной программы «Орел» проводились исследования тенденций развития и возможностей отечественных многоразовых средств космического выведения.

В результате было получено множество интересных предложений и проектов. Так, на основании теоретических изысканий КБ «Салют» разработало предложение по носителю с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, подобному американскому «Вентура Стар» («Venture Star»). КБ имени Макеева в инициативном порядке представило на суд комиссии проект легкой одноступенчатой многоразовой ракеты «Корона» с вертикальным стартом и посадкой, аналогичной американскому летательному аппарату «Дельта Клиппер» («Delta Clipper»). Однако для обоих отечественных проектов не проработано экономическое обоснование и не ясны источники финансирования.

Работа по теме «Орел» еще раз показала, что создание «реальных» экономически эффективных воздушно-космических систем возможно лишь с разработкой новых конструкционных материалов и многорежимных воздушно-реактивных двигателей. Поэтому Россия, несмотря на сегодняшние экономические трудности, осуществляет долгосрочную программу летных испытаний гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, известную под названием «Холод».

Первый ГПВРД был испытан в составе гиперзвуковой летающей лаборатории «Холод», созданной на базе зенитной ракеты ЗРК «С-200»: к маршевой ступени ракеты вместо боевой части пристыковываются головные отсеки лаборатории «Холод», в которых размещаются бортовая емкость с жидким водородом, система управления полетом, бортовая система измерений и передачи информации, система подачи жидкого водорода в камеру сгорания с регулятором расхода и, наконец, экспериментальный ГПВРД осесимметричной конструкции, расположенный в носовой части ракеты.

В такой конфигурации проведено пять полетов лаборатории «Холод». Максимальная достигнутая скорость полета составила 1855 м/с, что соответствует 6,49 Маха. Совершенная система охлаждения жидким водородом обеспечила работоспособность ГПВРД в течение заданных 77 секунд работы при температурах газов в камере выше 3300°К.

Успешные испытания ГПВРД привлекли к себе внимание и зарубежных разработчиков перспективных авиа-космических систем. Благодаря участию специалистов Франции и США удалось профинансировать ряд важных этапов программы.

На прошедшей в апреле 1998 года в США конференции по гиперзвуковым технологиям ученые и специалисты иностранных фирм дали высокую оценку результатам, полученным в ходе работ по программе «Холод».

В рамках научно-исследовательских работ по гиперзвуковым технологиям были созданы и создаются ГПВРД с кольцевыми и плоскими соплами, с центральным телом, на базе крылатых ракет, а также с аэродинамической схемой типа «несущий корпус». Разработаны и испытаны различные гиперзвуковые лаборатории, такие как: созданные МКБ «Радуга» «Модель-1» и «Модель-2» беспилотного гиперзвукового аппарата, испытания которых проводились в 1973–1978 и 1980–1985 годах соответственно; варианты гиперзвуковой лаборатории «Радуга Д2», созданные на базе крылатой ракеты «Х-22»; проект ЛИИ имени Громова «ВЛЛ-АС»; гиперзвуковые лаборатории «ГЛЛ-8» и «ГЛЛ-9», созданные ЛИИ имени Громова совместно с ЦИАМ и запускаемые ракетой «Рокот» по баллистической траектории.

Продолжением этих разработок стала гиперзвуковая летающая лаборатория «Игла», к разработке которой подключились НПО Машиностроения, КБ Автоматики, авиационные французские фирмы и Европейское Космическое агентство.

На базе этого проекта была разработана ракетно-космическая система скорой помощи «Призыв» для терпящих бедствие в рамках системы КОСПАС-САРСАТ.

Для демонстрации гиперзвуковых технологий НПО Машиностроения в 1995 году предложило аэро-космическую систему «Демонстратор» на базе самолета-носителя «Ил76МФ», несущего на себе беспилотный самолет-разгонщик с экспериментальным блоком или с ракетным блоком со спутником.

Все эти и другие разработки направлены на создание «РАКС» — национальной российской авиационно-космической системы многоразового использования. Понятно, что ее появление — дело будущего. Однако уже сейчас находятся энтузиасты, которые предлагают построить облегченный вариант «РАКС» на основе существующих технологий. Главной задачей этого варианта будет устроение аэро-космического ралли.

Ракетоплан «АРС» («Аэро-космическое ралли»)

В 1996 году американский фонд «Икс-прайс» («X-Prize») учредил грант — 10 миллионов долларов на создание тренировочного и туристического ракетоплана, который мог бы доставить на высоту более 100 километров трех астронавтов.

В ходе полета астронавты могли бы испытать ракетный разгон, невесомость и перегрузки при спуске.

Предварительные разработки представили до четырех десятков частных фирм, научных организаций и университетов.

Включилась в конкурс и Центральная научно-исследовательская лаборатория «Астра» Московского авиационного института. В этой лаборатории занимаются разработкой вопросов выведения в околоземное пространство малых спутников (до 100–200 килограмм) посредством систем «воздушного старта». Сотрудники лаборатории сочли, что «воздушный старт» будет наиболее оптимальным способом для выведения туристского ракетоплана на орбитальную высоту.

В разработке проекта приняли участие специалисты Экспериментального машиностроительного завода имени Мясищева, ОКБ имени Микояна, ЦАГИ имени Жуковского, Института авиационной медицины и НИИ парашютостроения.

В качестве носителя выбрали истребитель «МиГ-31», который создавался для борьбы с крылатыми ракетами и сверхзвуковыми бомбардировщиками типа «Валькирия».

«МиГ-31» способен развивать скорость до 2,3 Маха, его «потолок» превышает 25 000 метров, а радиус действия составляет 1500 километров.

Выводимый на орбиту объект размещается под фюзеляжем на узле подвески. Выйдя в зону пуска, «МиГ-31» набирает скорость около 2500 км/ч, поднимается на 20 километров, выходит на кабрирование и отстреливает ракетоплан или ракету-носитель, у которых через 6 секунд включается бортовой двигатель.

Многоцелевой суборбитальный ракетоплан «АРС» (сокращение от «Аэрокосмическое ралли») разработан с учетом опыта создания орбитальных систем «Бор». Это бесхвостка с крылом малого удлинения большой переменной стреловидности с шайбами-килями на концах.

Габариты «АРС»: длина — 5,8 метра, ширина фюзеляжа — 1,015 метра, полная ширина — 3,7 метра, высота — 1,5 метра, взлетная масса — 1700 килограммов, масса топлива — 500 килограммов, масса полезной нагрузки — 350 килограммов.

В передней части герметичной кабины «АРС» находится место пилота-космонавта, за ним располагаются штурман и бортинженер либо туристы. В течении трехминутного полета экипаж «АРС» проходит все стадии космического путешествия.

После отделения от «МиГ-31» ракетоплан разгоняется собственным двигателем до скорости 1200–1300 м/с, поднимается до высоты 120–130 километров, затем входит в атмосферу, испытывая аэродинамический нагрев и перегрузки до 6 g, переходит в режим планирования и совершает посадку на аэродром по-самолетному или под крылом-парашютом.

Пилот-космонавт выбирает режимы набора высоты и захода на посадку, но полет может обеспечиваться и дистанционно летчиком самолета-носителя или наземной службой слежения и управления.

Ракетоплан может применяться для тренировки космонавтов, для исследования верхних слоев атмосферы. Кроме того, «АРС» может положить начало новой разновидности авиационного спорта. Летчики смогут соревноваться на максимальную скорость, точность выхода к цели, выполнять фигуры высшего пилотажа и так далее. Ресурс ракетоплана «АРС» — 100 запусков.

Вместо ракетоплана на «МиГ-31» можно установить малую ракету-носитель «Микрон», предназначенную для выведения на орбиты высотой 250–300 километров полезной нагрузки в 150–200 килограммов.

«Микрон» выполнен по модульной схеме в двух- или трехступенчатых вариантах. Габариты ракеты «Микрон»: длина — 7,250 метра, полная ширина — 3,7 метра, ширина без рулей — 2,4 метра, стартовая масса — 7000 килограммов, масса топлива — 5850 килограммов.

После отделения от «МиГ-31» и израсходования топлива первая ступень должна отойти от блока и по команде с носителя опуститься в расчетном месте для повторного использования.

По экономичности эта система превосходит все существующие, и, надо полагать, у нее есть перспектива к развитию.

Суборбитальный корабль «Космополис-XXI»

Еще один проект в рамках конкурса «Икс-Прайс» разрабатывается в Акционерном обществе «Суборбитальная корпорация» при участии Экспериментального машиностроительного завода имени Мясищева.

Запуск ракетного модуля «Космополис-XXI» с пассажирской капсулой осуществляется с самолета-носителя при выполнении динамического маневра «горка» на высотах от 17 до 20 километров. В качестве самолета-носителя используется высотный самолет «М-55» («Геофизика») разработки завода имени Мясищева. Его летные характеристики таковы: максимальная скорость — 2650 км/ч, практический потолок — 22 километра, максимальная дальность — 35004000 километров. Ракетный модуль «Космополис-XXI» выполнен в виде цилиндрического объекта с небольшими складными аэродинамическими поверхностями и состоит из спасаемой трехместной пассажирской капсулы, двигательного блока, отсека оборудования с системами управления, жизнеобеспечения и спасения. Ракетный модуль устанавливается на высотный самолет-носитель «Геофизика» на специальных узлах крепления, снабженных управляемыми механическими замками.

Между самолетом-носителем и ракетным модулем осуществляется электрическая связь при помощи кабеля с быстроразмыкаемым электрическим разъемом. Самолет-носитель оборудуется контрольно-записывающей аппаратурой и системой тестирования работоспособности ракетного модуля.

Пассажирская капсула выполнена в виде оживального тела вращения. Внутри капсулы размещаются три пассажирских кресла, представляющие собой анатомические ложементы, изготавливаемые по индивидуальному заказу на каждого пассажира. Для снижения посадочных перегрузок пассажирские кресла снабжены системой демпфирования.

Пассажирская капсула имеет иллюминаторы, закрываемые изнутри светофильтрами. Система жизнеобеспечения позволяет поддерживать внутри пассажирской капсулы нормальные условия для жизнедеятельности космических пассажиров без применения индивидуальных дыхательных приборов.

Для управления и контроля режимов полета капсула снабжена рычагами управления и панелью приборов. Посадка пассажиров в капсулу и эвакуация из нее осуществляются через герметичный люк.

Порядок полета выглядит следующим образом. Ракетный модуль устанавливается на самолет-носитель и фиксируется механическими замками с электрическим управлением. Система энергопитания и контроля работы бортового оборудования ракетного модуля и самолета-носителя соединяются электрическим кабелем при помощи быстроразмыкающего разъема. Пассажиры-космонавты усаживаются в пассажирской капсуле ракетного модуля. Входной люк герметизируется и проверяется герметичность в пассажирской капсуле. Самолет-носитель с установленным на нем ракетным модулем набирает заданную высоту полета и разгоняется для выполнения маневра «горка». При его выполнении самолет-носитель вместе с ракетным модулем набирает дополнительную высоту до 20 километров и угол наклона траектории достигает 40–60 к горизонту. В этот момент происходит размыкание механических замков и включается ускоритель на ракетном модуле, который обеспечивает отход ракетного модуля от самолета-носителя.

При отходе на безопасное расстояние автоматически включаются ракетные двигатели основной двигательной установки ракетного модуля. Сразу после разделения самолетноситель выполняет резкий маневр ухода со снижением в сторону от траектории ракетного модуля.

Набор высоты ракетного модуля выполняется по оптимальной траектории, постепенно переходя до вертикального положения. После отработки ракетных двигателей происходит расстыковка пассажирской капсулы и двигательного отсека. Пассажирская капсула, получившая импульс, продолжает по инерции движение вверх вплоть до точки остановки (точки наибольшего набора высоты). При снижении по бокам пассажирской капсулы происходит раскрытие небольших аэродинамических поверхностей, снабженных рулями, которые обеспечивают управляемый аэродинамических спуск. Это позволит снизить возникающие перегрузки и выполнить маневр по выбору посадочной площадки. Посадка выполняется по-самолетному на выпускаемые шасси. В качестве альтернативного варианта возможна посадка пассажирской капсулы на парашюте.

Кампания фонда «Икс-Прайс» по организации конкурса на разработку космического корабля, способного выполнять недорогие суборбитальные полеты, является многообещающим предприятием. Привлечение к конкурсу различных групп специалистов позволит на альтернативной основе выбрать рациональные технические идеи, удачные конструктивные решения и с привлечением минимальных финансовых средств решить актуальнейшую задачу. И кто знает, может уже завтра любой из нас сможет купить билет в космос…



Источник: http://www.xliby.ru/istorija/bitva_za_zvezdy_2_kosmicheskoe_protivostojanie_chast_ii/p1.php


Как сделать корабль самолет фото


Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Как сделать корабль самолет

Далее: