Загрузка...
Учебная работа. Реферат: Авиационные ракетно-космические системы
Ростопчин Владимир Васильевич, Клименко В.И., ООО “Техкомтех”
Авиационные ракетно-космические системы приобретают все большую популярность по нескольким причинам. одна из них: возможность перенести площадку старта космического разгонщика в нужное место и сэкономить на инфраструктуре. вторая: возможность использования боевых ракет в качестве космических разгонщиков для выведения полезной нагрузки в Космос. И в том и в другом случаях предполагается использование существующих самолетов для размещения космического разгонщика. Возникает вопрос — какую систему выбрать, какими критериями оценки при этом руководствоваться?
Часть 1. Современные самолеты-носители и самолеты-разгонщики
В рамках настоящей статьи целесообразно принять следующее пояснение к используемой терминологии:
— ракетно-космическая система (РКС): ракета — космический разгонщик с полезной нагрузкой, контейнером и другим оборудованием, обеспечивающим функционирование РКС;
— самолет-носитель (СН) авиационной ракетно-космической системы (АРКС): самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданными значениями высоты и скорости полета. Как правило, самолеты-носители являются дозвуковыми бомбардировщиками или транспортными самолетами, которые позволяют, главным образом, увеличить высоту старта ракеты (до 12000 м) при относительно небольших величинах скорости полета (800..850 км/ч) [1];
— самолет-разгонщик (СР) АРКС: самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданным значением высоты и сообщающий ракете при отделении некоторый уровень кинетической энергии. Самолеты-разгонщики обычно являются сверхзвуковыми бомбардировщиками или специально созданными самолетами, которые позволяют в широком диапазоне по скорости и углу тангажа осуществлять отделение РКС, выполняя роль своеобразной возвращаемой первой ступени [1].
способ отделения РКС от СН (СР) может оказывать существенное влияние на эффективность применяемой РКС. Однако, сам способ отделения РКС от СН (СР) определяется компоновочными возможностями самолета [1].
Применение АРКС до настоящего времени пока еще не вышло за рамки экспериментально-исследовательских работ [1, 2, 3], поэтому, приводимые разработчиками, основные данные элементов и систем в целом постоянно меняются.
Особенности и различия, существующих и разрабатываемых АРКС определяются, прежде всего, характеристиками транспортного или боевого самолета, способного обеспечить после относительно небольших доработок транспортировку и старт РКС. В настоящее время в качестве СН АРКС рассматриваются: бомбардировщик B-52G (L-1011) и Ан-124, а как самолет-разгонщик (СР): Ту-160. основные характеристики самолетов [4, 5] приведены в табл.1:
Таблица 1
параметры
ЛА
B-52G
Ан-124
Ту-160
нормальная взлетная масса, кг
221357,0
—
—
Максимальная взлетная масса, кг
229066,0
405000,0
275000,0
Практический потолок, м
16750,0
>13000,0
18000,0
максимальная скорость, км/ч (М)
Н=6100 м
Н>11000 м
1070,0 (0,95)
1014,0 (0,95)
—
—
—
2230,0 (2,21)
Крейсерская скорость, км/ч
909,0 (Н=11000)
800,0…850,0 (Н=11000)
—
максимальная полезная нагрузка, кг
27216,0
>150000,0
45000,0
Тяговооруженность
0,28
0,23
0,36
Размещение РКС
на внешней подвеске
в фюзеляже
на внешней подвеске
место размещения РКС и ее масса определяются компоновкой применяемого самолета. Например, разместить на самолете B-52G РКС массой более 20 т на специальном балочном держателе, расположенном на крыле, сложно [2]. Габаритные размеры ракетно-космической системы и особенности фюзеляжа самолета не позволяют разместить ее в фюзеляжном отсеке без существенной переделки самолета. Размещение РКС на внешней подвеске потребовало перейти к применению РДТТ вместо ЖРД. Это обусловлено затруднениями с обеспечением необходимых климатических условий для транспортировки РКС с ЖРД.
особенности известных программ АРКС Программа “Пегас”
В этой АРКС самолетом-носителем является доработанный вариант стратегического дозвукового бомбардировщика В-52G [8,2,9] (или L-1011). Самолет-носитель доставляет РКC на высоту 12000 м. В горизонтальном полете на скорости, соответствующей числу М=0,8 осуществляется сброс РКС “Пегас”. после отделения РКС осуществляет управляемый полет со снижением в течение 5 с до момента запуска РДТТ первой ступени [7]. Через указанное время происходит запуск маршевого двигателя и РКС переводится в полет с кабрированием и поперечной перегрузкой 2,5. Управление РКС на стартовом участке траектории до запуска двигателя первой ступени обеспечивает хвостовая юбка. Хвостовая юбка состоит из двух половинок, плотно охватывающих сопло первой ступени и сложенные хвостовые рули управления.
Под верхней половиной юбки располагаются силовые приводы рулей управления. РКС имеет ограничение по скоростному напору (q=45,5 кН/м2). На высоте 63 км РКС достигает скорости, соответствующей числу М=8,7. После выгорания топлива первой ступени она отделяется и включается РДТТ второй ступени, обеспечивающий выведение РКС на высоту до 168 км и разгон до скорости 5,4 км/с. На высоте 112 км происходит сброс носового обтекателя и начинается баллистическая фаза полета. В конце баллистической фазы РКС выходит на высоту 463 км. затем включается двигатель третьей ступени. В общей сложности после 534 с полета после отделения от СН обеспечивается выведение ракетно-космической системой полезной нагрузки массой 270…410 кг на круговые орбиты высотой 463 км и различными наклонениями при скорости 7,6 км/с.
первые полеты с РКС были выполнены в 1989 г. За время с 1989 г. система претерпела ряд изменений:
— модифицирована РКС и самолет-носитель заменен на L-1011. РКС “Pegassus-XL” с массой полезной нагрузки до 480 кг и общей массой РКС 23,6 т;
— модифицирована РКС “Pegassus-XLS” с массой полезной нагрузки до 800 кг и общей массой РКС 38,6 т;
— модифицирована РКС “Pegassus-Turbo” с массой полезной нагрузки 1020 кг, общей массой РКС 32,0т.
РКС стала четырехступенчатой: в дополнение к имеющимся РДТТ устанавливаются два ТРДФ. ТРДФ работают 1800…1900с. начальные условия полета с ТРДФ Н=11,5 км, М=0,8, конечные условия Н=30 км, М=4,0 [9,3].
Проект “Воздушный старт”
Ограничения по массе выводимой полезной нагрузки в проектах типа “Пегас” и наличие современного транспортного самолета Ан-124 послужили отправной точкой для создания АРКС “Воздушный старт” [8]. Грузоподъемность самолета обеспечивает транспортировку к точке старта РКС “Полет” массой до 80 т. При этом предполагается вывод полезной нагрузки от 2020 до 2690 кг в зависимости от наклонения на круговую орбиту высотой 200 км. Основные параметры РКС “Полет” приведены в табл.2.
Проект “Воздушный старт” имеет отличительные особенности в способе отделения РКС от СН. РКС размещается в грузовой кабине самолета-носителя головной частью против полета (донной частью вперед). Перед десантированием РКС производится сброс давления в грузовой кабине и открытие грузового люка. Десантирование РКС может осуществляться двумя способами: из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и в составе транспортно-пусковой платформы (ТПП).
При десантировании РКС из ТПК в объеме контейнера за донной частью РКС создается избыточное давление (примерно 10132 Н/м2), осуществляется расцепка механизмов крепления РКС, контейнера и осуществляется ее выброс из грузовой кабины самолета-носителя со скоростью 20…25 м/с. При этом относительный угол тангажа РКС составляет примерно 0о, а угол атаки -180о (РКС движется донышком вперед по потоку). В момент выхода РКС осуществляется ввод в действие стабилизирующего парашюта. Он не только обеспечивает создание необходимой продольной перегрузки, но и участвует в развороте РКС на некоторый угол тангажа.
Основные параметры РКС “Полет”
Таблица 2
№ п/п
Параметр
запас топлива блока первой ступени, кг
46500,0
3
Конечная масса блока первой ступени, кг
58000,0
4
Рабочий запас топлива блока второй ступени, кг
23000,0
5
Конечная масса блока второй ступени, кг
2850,0
6
Масса головного обтекателя, кг
800,0
характеристики маршевой двигательной установки
Блок первой ступени
7
компоненты топлива
Жидкий О2+СПГ
8
Маршевые двигатели
4 х РД – 0143А
9
Тяга в вакууме, кН
4 х 343.35
10
Удельный импульс тяги в вакууме, с
360,0
Блок второй ступени
11
Компоненты топлива
Жидкий О2+СПГ
12
Маршевый двигатель
РД – 0143
13
Тяга в вакууме, кН
343,35
14
Удельный импульс тяги в вакууме, с
370,0
энергетические возможности ракетно-космической системы
15
Масса ПН на круговой орбите Нкр=200, I=90о, кг
2020,0
16
Масса ПН на круговой орбите Нкр=700, I=90о, кг
1161,0
17
Масса ПН на круговой орбите Нкр=1500, I=90о, кг
1110,0
Габаритные размеры ракетно-космической системы
18
Длина, м
24,0
19
диаметр блоков первой и второй ступеней, м
3,0
20
диаметр головного обтекателя, м
2,7
Ограничения
21
максимальный скоростной напор, Н/м2
11772,0
22
Максимальная поперечная перегрузка, ед.
4,5
показатели надежности
23
Надежность
0,99
Через 6 с после начала десантирования РКС (за это время РКС успевает развернуться относительно своего центра масс до требуемого угла тангажа) производится запуск маршевой двигательной установки и отстрел стабилизирующего парашюта со связями. При десантировании РКС в составе ТПП после открытия грузового люка сначала вводится в действие вытяжная парашютная система (ВПС). При достижении заданного тягового усилия от ВПС происходит автоматическое открытие удерживающих замковых устройств и РКС на ТПП вытаскивается из грузовой кабины самолета. В начале перемещения РКС с ТПП относительно грузовой кабины самолета происходит расстыковка связей РКС с бортом самолета. после отделения ТПП с РКС и разворота на заданный угол тангажа по команде от бортовой системы управления РКС производится отделение ТПП с парашютом от РКС и запуск ее маршевой ДУ.
В обоих вариантах десантирования перед началом процесса десантирования РКС самолет-носитель осуществляет маневр в вертикальной плоскости “горка”. процесс десантирования начинается в момент завершения маневра при поперечной перегрузке близкой к 0,1. Это уменьшает силы трения при движении РКС относительно пола грузовой кабины самолета. В последнее время рассматривается ракета “Штиль-3А” вместо ракеты “Полет”.
Проект “Бурлак — Диана”
При разработке требований к АРКС “Бурлак — Диана” разработчики проекта руководствовались основными принципами [10,11]:
минимальные затраты при создании системы;
минимальные сроки создания системы;
наибольшая эффективность применения.
Реализовать подобную, в значительной степени противоречивую, совокупность принципов возможно только в том случае, если использовать наиболее эффективные и готовые, реально существующие элементы АРКС: самолет-разгонщик и РКС.
В качестве СР выбран доработанный вариант самолета Ту-160 [5]. Этот самолет является единственным в мире, способным выйти на сверхзвуковой режим полета с РКС на внешней подвеске. Доработанный самолет теряет качество тяжелого бомбардировщика-носителя стратегических крылатых ракет большой дальности.
На СР подвешивается РКС “Бурлак”, которая представляет собой двухступенчатый аналог (по общей массе и массе полезной нагрузки) РКС “Пегас-турбо”. Основные данные вариантов РКС “Бурлак” приведены в табл.3. основной особенностью АРКС “Бурлак-Диана” является возможность пуска РКС на дозвуковом режиме полета самолета по типу проекта “Пегас”.
Таблица 3
Описание
конструкция
МКБ “Радуга”
Обозначение
“Бурлак”
“Бурлак-М”
“Бурлак-Диана”
Проект
1991
1994
Система управления
инерциальная
Органы управления
газовые рули
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м
общая
15,3
20,2
22,5
I ступени
10,5
II ступени
5,5
Размах крыла, м
5,2
5,0
Размах оперения, м
4,7
4,7
1,9
диаметр корпуса, м
1,3
1,6
1,6
Стартовая масса, кг
общая
20000,0
32000,0
28500,0
I ступени
18000,0
II ступени
9400,0
Масса пустой, кг
I ступени
1800,0
II ступени
900,0
Силовая установка
Двигатель
I ступени
ЖРД Р0.201 (РД-0244)
ГПВРД
ЖРД Р0.201
(РД-0244)
II ступени
ЖРД Р0.202 (РД-0242)
Тяга двигателя, кгс (кН)
I ступени
46000,0
46000,0 (451,0)
II ступени
10000,0 (98,0)
время работы, с
336,0
Топливо ЖРД
гидразин (UDMH)
Окислитель
азотный тетроксид N2O4
Летные данные
Скорость пуска, км/ч (М=)
Н=9-11 км
(0,8)
Н=12-13 км
1700 (1,7)
Высота орбиты, км
круговой
200-1000
эллиптической
200 x 8500
Наклонение орбиты, град
0-90
полезная нагрузка
Тип
Легкие ИСЗ
Габариты, м
1,9(1,3)x1,2×1,2
1,9×1,2×1,2
3,5×1,4
объем, м3
1,6-1,75
Вес ПН, кг
круговые полярные орбиты (h=200 км)
300-700
300-700
775
круговые экваториальные орбиты (h=200 км)
500-700
1100
1100
круговые полярные орбиты (h=1000 км)
150
550
круговые экваториальные орбиты (h=1000 км)
220
825
эллиптические полярные орбиты
150
эллиптические экваториальные орбиты
220
после отделения РКС от самолета происходит раскладка киля, отделение заднего обтекателя, наддув баков и стабилизация полета с помощью автономной гидросистемы.
Через 5 с после отделения от самолета производится запуск первой ступени и перевод гидросистемы на работу от ЖРД. В течение 15 с производится формирование начального участка траектории полета РКС. В течение 130 с производится увеличение скорости и набор высоты. После набора высоты 30…40 км происходит переход на газодинамическую стабилизацию и выключение первой ступени. затем производится первое включение второй ступени и осуществляется полет по расчетной траектории с набором высоты продолжительностью 60..110 с. При достижении заданных параметров полета производится выключение двигательной установки второй ступени и осуществляется пассивный баллистический полет с периодической коррекцией углового положения.
Продолжительность пассивного полета составляет от 100 до 3000 с. затем, в течение 20…50с производится включение и перевод второй ступени на заданную орбиту, доразгон до заданной скорости и ее выключение. После этого производится отделение полезной нагрузки и перевод второй ступени сначала на орбиту с сокращенным временем существования, а затем в полет по траектории схода.
Таким образом, приведенные данные показывают, что основное отличие проектов АРКС заключается в способе отделения РКС от самолета-носителя (самолета-разгонщика). В свою очередь, способ отделения РКС в значительной степени определяется типом используемого СН и его возможностями по размещению РКС.
более совершенным и дешевым вариантом АРКС на базе Ту-160 является система, использующая боевую ракету “Штиль – 3А”. В этом случае появляется возможность экономии не только материальных ресурсов, но и времени. В этом варианте АРКС осуществляется реализация старта РКС на сверхзвуковом режиме полета.
анализ данных открытой печати, специальных изданий и отдельных публикаций позволил сделать следующие выводы:
1. Ни один из существующих проектов АРКС, в силу различных причин, не является результатом выполнения целевых поисковых научно-исследовательских работ.
2. Энергетические возможности АРКС в значительной степени зависят от уровней потерь на характерных участках траектории полета РКС.
3. Тип используемого самолета и его летно-технические характеристики с РКС на борту оказывают определяющее влияние на условия старта РКС и показатели транспортной эффективности АРКС: максимальную абсолютную (относительную) массу выводимой полезной нагрузки или максимальную высоту круговой орбиты в целом.
список литературы
Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику/Под ред. проф. д.т.н. В.Н. Кобелева.-М.: МГАТУ, 1996.-267 с.
новости ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ, Серия: АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНАЯ техника. Крылатая авиационная ракета-носитель “Пегас”. ЦАГИ имени проф. Н.Е.Жуковского, № 20, 1989, стр. 22-29.
Flight International, 9-15/IV 1997, vol. 151, № 4569, pg. 23.
Tachenbuch der Luftflotten 1983/84/ Warplanes of the World. Bernard & Graefe Verlag, Koblenz, 1983.-560 pg.
Зуенко Ю.А., Коростелев С.А. Боевые самолеты россии.-М.: Элакос, 1994.-192 с.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Патент RU № 2026798 кл. 6 В 64 D 5/00, F 42 В 15/00. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Air et Cosmos, 11/VI 88 № 1194, рg.18.
исследование технических, эксплуатационных и производственных аспектов концепции ДИАНА-БУРЛАК. МКБ “Радуга”, 1994.
Аванпроект АКК “Бурлак”. Информационно-управляющая система. О-42842 ГосНИИАС, 1992.