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.