ВКС

ВОЗДУШНЫЙ СТАРТ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

 

Авторы:

Корнеев Владимир Митрофанович

Деев Василий Алексеевич

Федоренко Роман Владимирович

 

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

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

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

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

 


Рис.1 Эффективность воздушного старта

 


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

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

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

Воздушный старт имеет несколько преимуществ перед запуском РН с земли. Во-первых, при данном виде запуска возникает экономия характеристической скорости, которая делится на три составляющие: экономия за счет изменения потенциальной энергии РН, экономия из-за уменьшения потерь от гравитационных, аэродинамических сил и сил противодавления на срезе сопла реактивного двигателя  и экономия в связи с полётом  самолёта-носителя на определённой скорости [4]. Во-вторых, существует возможность старта с меньшей широты, что позваляет уменьшенить массу ракеты, а следовательно увеличенить полезную нагрузку РН, и создания необходимого наклония орбиты. В-третьих, для взлета и посадки самолета-носителя подходят любые сертифицированные аэродромы, способные принять соответствующие самолеты-носители.

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

Для начала немного истории. В проекте "Воздушный старт" и его зарубежных аналогах, где в качестве самолетов-носителей используются транспортные самолеты С5-А и С-17 применяется десантирование через грузовой люк. Запуск РН с внешней подвески предлагается в  проектах "Пегасус" и "Бурлак-Диана".Каждый из них имеет свои достоинства и недостатки, анализ которых поможет нам выявить проблемы воздушного старта и найти наилучшее решение.

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

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

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

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

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


Рис. 2 Схема функционирования системы "Воздушный старт"

 


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


Рис. 3 Самолет Ан-124-100ВС с ракетой

 


Десантирование осуществляется при выполнении маневра "Горка" на высоте 10-11 км. Сброс РН массой 100 т проводится при угле кабрирования около 20ос помощью специального пускового контейнера с использованием газогенератора и под действием силы тяжести. После десантирования происходит разгон РН и набор высоты до расчетных значений.


Рис.4 Траектория самолета и ракеты после разделения

 


Приреализации проекта "Воздушный старт" предусматривается создание аэродромов-космопортов в приэкваториальных широтах для достижения максимальной  экономической эффективности запусков [2].

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

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

·                        Потеря эффективной высоты запуска РН. Поскольку требуется определенное время с момента отделения РН от самолета-носителя до ее стабилизации и включения реактивного двигателя, а РН в этот момент падает, то происходит потеря эффективной высоты старта ракеты;

·                        Потеря эффективной скорости. Так как РН выбрасывается из самолета-носителя в сторону противоположную полету, скорость РН будет меньше, чем скорость самолета-носителя;

·                        Трудности стабилизации РН после отделения от самолета-носителя. В частности, в проекте «Воздушный старт» РН выбрасывается с самолета Ан-124-100ВС с помощью порохового заряда и не используется стабилизирующая система из парашютов, поэтому, при минимальных отклонениях (по перегрузке, углу тангажа, объему порохового заряда) от расчетных, есть вероятность вращения РН вокруг поперечной оси.

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

Прежде всего рассмотримавиационно-космический комплекс "Пегасус", который в настоящее время находится в практической эксплуатации.

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

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

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

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

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

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

Применение комплекса Ту-160СК обеспечит:

·                        формирование любой плоскости околоземной орбиты спутника;

·                        пуск из любой точки земли, в том числе с экватора;

·                        независимость пуска от времени суток и погодных условий;

·                        повышение безопасности запуска, так как запуски могут проводиться вдали от населенных пунктов;

·                        возможность запуска коммерческого спутника с территории государства-заказчика.

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

·                        уменьшить начальную массу ракетоплана;

·                        исключить вертикальный участок траектории с обеспечением начальной скорости ракетоплана М= 0,8-1,7 на высотах 9-13 км;

·                        устранить необходимость содержания и обслуживания дорогостоящих стартовых комплексов.

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

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

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

В СССР крайне привлекательнымбылпроект «Спираль».

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

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

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

Но ввиду высокой сложности реализации подобныхпроектов, требующихбольших людских, материальных и временных ресурсов,можно предложитьвариант запуска РН с эстакады, установленной на верхней части фюзеляжа существующих самолетов.

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

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

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

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

Крылатую ракету-носитель необходимо устанавить на эстакаде сверху фюзеляжа с возрастающим углом атаки для более интенсивного разделения и расхождения РН и самолета, чтобы не задеть киль самолета-носителя. После отделения крылатой РН от самолета-носителя, самолет возвращается на базу, и дальнейший разгон выполняет первая ступень РН-ракетоплан, после достижения максимальной высоты полета в пределах плотных слоев атмосферы она должна спускаться на аэродром посадки по-самолетному, используя аэродинамический маневр. После отделения первой ступени в работу включается ЖРД второй ступени и доставка груза на орбиту осуществляется с ее помощью. При достижении расчетной высоты и скорости выполняется отсоединение груза от второй ступени РН и возвращение ее на землю. Снижение и посадка осуществляется так же – по-самолетному.

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

 

Список использованной литературы

1.     Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей : учеб.для вузов. — М.: Машиностроение, 1987. — С. 15 — 53.

2.     Бальмонт Б.В., Карпов А.С., Иванов Р.К. Российский аэрокосмический проект "Воздушный старт" // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. — 2012. — № 9. — С. 3 — 15.

3.     Ково К. Россия – проекты новых носителей и договор с DASA // Еженедельник авиации и космической технологии. — 1995. — лето. — С.11 — 12.

4.     Куренков В.И. Оценка весовой эффективности ракет-носителей при стартах с дирижабля и самолетов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета.  — 2009. — С. 65 — 71.

5.      Лукашевич  В.П., Афанасьев И.Б. Космические  крылья — М.: Лента странствий, 2009. — 496 с.