Реферат : Авиационные ракетно-космические системы 


Полнотекстовый поиск по базе:

Главная >> Реферат >> Наука и техника


Авиационные ракетно-космические системы




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

Значение

Массовые характеристики

1

Стартовая масса, кг

80000,0

2

Рабочий 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)x1,2x1,2

1,9x1,2x1,2

3,5x1,4

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.

Для подготовки данной работы были использованы материалы с сайта http://www.sciteclibrary.ru

Похожие работы: