В средине прошлого столетия был осуществлен запуск первого искусственного спутника Земли наземную орбиту, с чего началось интенсивное покорение космоса. Но ввиду очень высокой дороговизны разработок проектов, связанных с запусками космических аппаратов, позволить себе это могли только 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.
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 постараемся 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 позволяет уменьшить массу ракеты, а следовательно увеличить полезную нагрузку РН, и создания необходимого наклонения 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 воздушного старта космических объектов. Их можно разделить на две группы по 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 платформе 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 20 с 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
При реализации 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 рассмотрим авиационно-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 через задний 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 привлекательным был проект «Спираль».
Система из гиперзвукового самолёта-разгонщика 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 подобных проектов, требующих больших людских, материальных и временных ресурсов,можно предложить вариант 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 выполняются крылатыми 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 установить 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.
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.