Авиационно-космическая система. Многоцелевая авиационно-космическая система ч.1

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для выведения на низкие и средние околоземные орбиты различных полезных нагрузок, а также для их оперативной доставки в отдаленные точки Земли или Мирового океана. Согласно изобретению система включает в себя самолет-носитель и ракету-носитель с жидкостными ракетными двигателями. Ракета размещена в транспортно-пусковом контейнере с теплоизоляцией. Контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, а между его глухим торцом и торцом ракеты образована пневмокамера. В камере расположены устройства заправки ракеты топливом и рабочими телами, элементы дренажа, подпитки двигателей топливом, электрические связи. Все упомянутые средства разъемно подсоединены к торцу ракеты. Контейнер также снабжен устройством пневматического десантирования в виде источника высокого давления, соединенного с пневмокамерой. Свободный торец контейнера герметично соединен по периметру с отверстием фюзеляжа самолета для выхода ракеты-носителя. Изобретение позволяет увеличить грузоподъемность, снизить стоимость выведения полезной нагрузки и обеспечить высокую безопасность (в том числе экологическую) системы и экипажа. 1 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и, в частности, может быть использовано для выведения на низкие и средневысокие околоземные орбиты различных полезных нагрузок, например, спутников связи, навигации, мониторинга, в том числе экологического, аппаратуры для научных исследований, а также для оперативной доставки полезных грузов в отдаленные точки Земли и Мирового океана. По данным европейской фирмы "Евроконсалт" в период 2000 - 2015 годов потребуется вывести в космос около 1800 спутников по более чем 200 проектам, на околоземные орбиты с высотой до 3000 - 5000 км с различными наклонениями. Потенциал рынка стартовых услуг составит около 15-20 млрд. долл. США. Учитывая актуальность создания средств выведения ракет легкого класса, разработки по ним ведутся в США, ФРГ, Великобритании, Украине, России, Японии, Китае. В США создана и эксплуатируется авиационно-космическая система "Пегас" грузоподъемностью около 450 кг, на Украине ведутся работы по проекту "Орiль", в России - по проекту "Штиль-ЗА", "Бурлак-Диана". Проекты "Орiль" и "Штиль-ЗА" используют в качестве ракет-носителей межконтинентальные баллистические ракеты на токсичном топливе АТ-НДМТ и не обеспечивают экологической безопасности эксплуатации. Известны авиационно-космические системы запуска летательных аппаратов с "крыши" самолета-носителя, например ракеты-носителя или малоразмерного космического самолета (патент РФ N 2061630, МКИ 6 B 64 G 1/14). Недостатком таких систем является необходимость запуска ракетных двигателей для ухода с самолета-носителя, что является чрезвычайно опасным при авариях ракеты в процессе ее запуска. Проект "Бурлак-Диана" (журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер-Бенц Аэроспейс П. Г. (патент РФ N 2120398, МКИ 6 B 64 G 1/14) используют крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя. Недостатками этих проектов являются ограничения по диаметру ракеты-носителя, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, а также необходимость создания на ракете-носителе аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя. Известна авиационно-космическая система фирмы Rockwell International Corporation (патент США N 5402965, МКИ 6 B 64 G, 1/14), состоящая из самолета-носителя и установленной под ним ракеты-носителя с возвращаемым космическим летательным аппаратом (полезная нагрузка), осуществляющая горизонтальный старт с аэродрома, доставку ракеты-носителя с полезной нагрузкой в точку ее отделения от самолета-носителя, выведение ракетой-носителем полезной нагрузки в заданную точку орбиты и отделение нагрузки с последующим ее возвращением на Землю. Известно также техническое решение по патенту РФ N 2026798, МКИ 6 B 64 D, 5/00 фирмы Orbital Sciences Corporation, US, представляющее ракету-носитель, сбрасываемую с самолета-носителя, содержащую ступени с двигательными установками, крыло и полезную нагрузку. Недостатки вышеупомянутых технических решений по патенту США N 5402965 и патенту РФ N 2026798 повторяют недостатки системы "Бурлак-Диана", описанной выше, и, кроме того, усложняют систему управления из-за необходимости управлять как на участке аэродинамического полета с использованием крыла, так и на участке реактивного полета. Все описанные выше авиационно-космические системы реализуют отделение ракеты-носителя от самолета-носителя либо за счет запуска реактивных двигателей на самолете-носителе, либо за счет использования вытяжных парашютов, либо за счет использования аэродинамических возможностей крыльев ракеты-носителя. Известно техническое решение по патенту США N 5279199, МКИ F 41 F 3/06, B 64 D 1/04 фирмы Хьюс Эйркрафт Компани, представляющее способ и аппарат для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета и выталкивающее устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува. Недостатками этого способа и аппарата выталкивания являются: - неконтролируемые усилия на элементы конструкции ракеты в местах их контактов с пневматической подушкой, приводящие к недопустимым нагрузкам на эти элементы и их возможному разрушению, что снижает надежность ракеты; - проблематичность использования для ракет-носителей со значительной массой, так как исключается возможность размещения установочных элементов (опор) ракеты-носителя в зоне размещения (укладки) пневматической подушки, что приводит к неоптимальному нагружению ракеты-носителя, к увеличению массы ее конструкции и, соответственно, к потере массы полезного груза; - малая эффективность устройства выталкивания с помощью пневматической подушки, так как развиваемое давление в подушке ограничено объемом подушки, размещаемой в габаритах пусковой трубы. Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является авиационно-космическая система "Пегас" по патенту США N 4901949, МКИ 6 B 64 G 1/14, содержащая самолет-носитель, ракету-носитель, с пороховыми двигателями, крыло и полезную нагрузку. Недостатками данной системы являются упомянутые выше ограничения по диаметру ракеты-носителя, подвешиваемой под самолетом-носителем, наличие на ракете-носителе крыла для набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя, усложненная система управления (для двух режимов: для полета на крыле и для реактивного полета), а также, как следствие, низкая грузоподъемность этой системы и высокая удельная стоимость выводимой полезной нагрузки. Задачей предлагаемого изобретения является увеличение грузоподъемности авиационно-космической системы, снижение удельной стоимости выведения полезной нагрузки и обеспечение увеличенных габаритов зоны для размещения полезных нагрузок, при одновременном обеспечении безопасности самолета-носителя и его экипажа, а также экологической безопасности системы. Поставленная задача достигается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, ракету-носитель и полезную нагрузку, ракета-носитель с жидкостными ракетными двигательными установками размещена в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, бортовыми элементами устройств заправки ракеты-носителя топливом и рабочими телами, элементами устройств дренажа и подпитки жидкостных ракетных двигательных установок топливом, при этом транспортно-пусковой контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя. Ракета-носитель установлена в транспортно-пусковом контейнере с помощью установочных элементов, по крайней мере, в двух поясах, а между ее торцом и глухим торцом транспортно-пускового контейнера образована герметичная пневматическая камера, в которой размещены бортовые элементы упомянутых устройств заправки, элементы устройств дренажа и подпитки, которые подсоединены к ракете в ее торце с помощью разъемных соединений, причем устройство пневматического десантирования выполнено в виде источника высокого давления, соединенного с помощью запорной арматуры с пневматической камерой транспортно-пускового контейнера, который снабжен теплоизоляцией. Свободный торец транспортно-пускового контейнера совпадает с отверстием в фюзеляже СН и герметично соединен с периметром этого отверстия. Предложенная авиационно-космическая система изображена нa чертеже, где: 1 - самолет-носитель (СН); 2 - ракета-носитель (РН); 3 - полезная нагрузка (ПН); 4 - жидкостные ракетные двигательные установки (ЖРДУ); 5 - фюзеляж самолета-носителя; 6 - транспортно-пусковой контейнер;
7 - устройство пневматического десантирования;
8 - бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами;
9 - элементы устройства дренажа;
10 - элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом;
11 - электрические связи;
12 - установочные элементы;
13 - глухой торец транспортно-пускового контейнера;
14 - пневматическая камера;. 15 - разъемные соединения;
16 - источник высокого давления;
17 - запорная арматура;
18 - теплоизоляция;
19 - свободный торец транспортно-пускового контейнера;
20 - разрываемая мембрана. Предложена авиационно-космическая система, содержащая самолет- носитель 1, ракету-носитель 2 с жидкостными двигательными установками 4 и полезной нагрузкой 3. Ракета-носитель 2 размещена в транспортно-пусковом контейнере 6 с помощью установочных элементов 12, по крайней мере, в двух поясах РН 2, при этом транспортно-пусковой контейнер 6 установлен внутри фюзеляжа 5 самолета-носителя 1. В транспортно-пусковом контейнере 6 размещено устройство пневматического десантирования 7, выполненное в виде источника высокого давления 16. Между глухим торцом 13 транспортно-пускового контейнера и торцом ракеты- носителя образована герметичная пневматическая камера 14, в которой расположены бортовые элементы устройства заправки 8 РН 2 топливом и рабочими телами, элементы устройств дренажа 9 и подпитки ЖРДУ топливом 10, которые подсоединены к торцу ракеты-носителя 2 с помощью разъемных соединений 15. Источник высокого давления 16 соединен с помощью запорной арматуры 17 с пневматической камерой 14. Транспортно-пусковой контейнер 6 снабжен теплоизоляцией 18. Свободный торец 19 транспортно-пускового контейнера 6 закрыт разрываемой мембраной 20 при выходе РН 2 из СН 1, причем свободный торец 19 герметично соединен с периметром отверстия в фюзеляже 5 СН 1. Транспортно-пусковой контейнер 6 помимо функций десантирования РН 2 также служит для загрузки в него РН 2 на технической позиции, транспортировки и загрузки в СН 1, для защиты РН 2 от внешних механических и климатических воздействий. Теплоизоляция 18 контейнера служит для термостабилизации топливных баков ЖРДУ 4. Устройство пневматического десантирования 7 служит для выталкивания РН 2 из транспортно-пускового контейнера 6, размещенного в фюзеляже СН 1, и содержит источник высокого давления 16 с запорной арматурой 17 и герметичную пневматическую камеру 14, образованную глухим торцом транспортно-пускового контейнера 13 и торцом РН 2 с установочными элементами 12. Бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8 могут быть выполнены в виде трубопроводов с запорной арматурой и разъемными элементами сопряжения и предназначены для заправки на базовом аэродроме ЖРДУ 4 топливом и систем РН 2 рабочими телами перед стартом СН 1. Элементы устройства дренажа 9 установлены в пневматической камере 14 и служат для сброса паров компонентов топлива, например криогенных, из баков ЖРДУ 4 за борт самолета как в период предстартовой подготовки, так и в период полета самолета. Элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10 служат для дозаправки баков ЖРДУ как во время предстартовой подготовки СН 1, так и во время полета до выхода РН из контейнера. Размещение бортовых элементов устройств заправки РН топливом и рабочими телами, элементов устройства дренажа и элементов устройства подпитки ЖРДУ топливом, а также их связей с РН в пневматической камере необходимо для рассоединения их от РН ходом ракеты, что упрощает схему отсоединения и повышает надежность системы. Герметизация свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера по периметру отверстия в фюзеляже 5 СН позволяет при десантировании из него РН изолировать внутренний объем фюзеляжа, где находятся люди, сопровождающие РН, и тем самым не подвергать их возможной опасности воздействия на них внешней среды. Предложенная авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Самолет-носитель 1, например, тяжелый транспортный самолет АН-124-100, с ракетой-носителем 2 на борту стартует с аэродрома базирования и осуществляет полет в расчетный район запуска РН, например в район экватора. В районе запуска РН 2 самолет-носитель 1 выполняет маневр с выходом на участок траектории, где вертикальная перегрузка близка к нулю (участок невесомости). На этом участке при достижении расчетных параметров, соответствующих началу старта РН 2, например, на высоте 10-12 км, угле траектории к местному горизонту 15-25 o и скорости полета 650-750 км/час, подается команда на срабатывание устройства пневматического десантирования 7 и открытие запорной арматуры 17 источника высокого давления 16, из которого газ поступает в пневматическую камеру 14. При достижении избыточного давления газа в пневматической камере 14, например, около одной атмосферы, происходит отсоединение РН 2 с установочными элементами 12 от транспортно-пускового контейнера 6 и под давлением газа начинается выход РН 2 из свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера 6, при этом вскрывается мембрана 20 ходом РН. Одновременно ходом РН 2 рассоединяются разъемные соединения 15, отстыковывая бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8, элементы устройства дренажа 9, элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10, электрические связи 11. В течение расчетного времени, например, за 1,5-2,5 сек, РН 2 осуществляет выход из фюзеляжа самолета-носителя 5, после чего выполняет безмоторный полет в течение времени, обеспечивающего достижение безопасного расстояния от СН 1, например, на удаление 150-200 м. Затем включаются ЖРДУ 4 ракеты-носителя 2 и осуществляется полет ракеты-носителя с доставкой полезной нагрузки 3 на заданную орбиту. Предложенное изобретение позволяет:
- увеличить габариты зоны для размещения полезных нагрузок за счет использования значительно больших объемов фюзеляжа, например, АН- 124-100 "Руслан", по сравнению с размерами между нижней поверхностью фюзеляжа и взлетной полосой всех известных систем, в том числе системы "Пегас";
- увеличить грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки. Например, при использовании в качестве самолета-носителя АН-124-100 "Руслан", стоимость выведения одного килограмма полезной нагрузки в 5-6 раз меньше подобной стоимости системы "Пегас". Это достигается за счет размещения РН в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, позволяющих реализовать десантирование РН в условиях, близких к невесомости;
- обеспечить высокую безопасность СН и его экипажа за счет включения ЖРДУ РН на значительном удалении от СН, возможном вследствие того, что РН уже сообщен начальный импульс скорости при десантировании, а также за счет изоляции экипажа от воздействия внешней среды при выходе РН из СН;
- обеспечить экологическую безопасность системы за счет возможности использования ЖРДУ на экологически чистых компонентах топлива, например "жидкий кислород-керосин" или "жидкий кислород-сжиженный природный газ". Предложенное изобретение может быть реализовано с использованием существующих транспортных самолетов, например, АН-124-100 "Руслан" или АН-225 "Мрия". Использование существующих ЖРД, например, НК-33, НК-43, РД-0124, 11Д58М, а также освоенных технологий изготовления ракет-носителей позволяют создать в кратчайший срок и с минимальными затратами ракету-носитель для предложенной авиационно-космической системы. Транспортно-пусковой контейнер с устройством пневматического десантирования предложенной конструкции выполняются по известным технологиям и с использованием, в том числе, готовых комплектующих.

Запуск спутников в космос с воздушного носителя давно рассматривался как способ облегчения доступа человека в ближний космос. В России давно велись разработки так называемой аэрокосмической системы (АКС). И если раньше воздушный старт рассматривался исключительно с точки зрения боевого применения, то сегодня он рассматривается как способ вывода на орбиту и гражданских спутников. Самолётом-носителем для этого выбран надёжный военно-транспортный Ил-76.

Идею использовать воздушный старт для изучения ракет на гиперзвуковых скоростях подхватили после войны. Несмотря на то, что первые успешные эксперименты прошли в США, в России также велись разработки гиперзвукового самолёта-разгонника, который на высоте до 30 км отделялся от самолёта-носителя. Однако начатый в 1964 году проект был закрыт в 1969 году.

В дальнейшем уникальный авиационный ракетный комплекс космического назначения получил своё развитие в Акционерном обществе «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева». Разработка велась по заказу корпорации «Воздушный старт» ведущими предприятиями авиационно-космической отрасли России и Украины.

Этот проект был предназначен для доставки полезных грузов на различные околоземные орбиты, включая геостационарную. Ракета размещалась на самолёте-носителе АН-124-100ВС и по расчётам могла выводить спутник массой 3,9 тонны на низкую орбиту, массой 1,5 кг на геопереходную орбиту и 650 кг - на геостационарную орбиту.

Однако по расчётам инженеров компании «Лин Индастриал», грузоподъёмность самолета АН-124-100ВС «Руслан» является избыточной для данного проекта, поэтому инженеры решили рассмотреть другие самолёты для воздушного старта.

Проект двойного назначения

Компания «Лин Индастриал» разработала свой проект многоразовой двухступенчатой авиационно-космической системы (АКС) двойного назначения. Генеральным конструктором проекта является Александр Ильин.

Заказчиком, которого в компании не называют, была поставлена задача разработать систему, которая позволяла использовать АКС «Вьюга» для проведения технологических и общебиологических исследований на коммерческой основе, а также для получения новых материалов в условиях космического полёта. Кроме того, система может применяться для запуска микроспутников массой до 450 кг.

Для военных эта система может быть крайне полезной. Так как воздушный старт даёт возможность запуска на орбиты в широком диапазоне наклонений, с её помощью возможна инспекция и перехват космических аппаратов. Более того, такой спутник мог бы вполне нести высокоточное оружие.

Основными преимуществами авиационно-космической системы является многоразовость, использование в качестве самолёта-носителя доступного и надёжного Ил-76, возможность запусков на орбиты в широком диапазоне наклонений, экологическая безопасность. Мобильность системы давала возможность запусков космических аппаратов с территорий стран-заказчиков, что также является сильным преимуществом для коммерческих стартов.

Как пояснил телеканалу «Звезда» гендиректор компании «Лин Индастриал» Алексей Калтушкин, данный проект будет интересен учёным, которые исследуют различные слои атмосферы и испытывают в этой среде оборудование.

По его словам, данная система проигрывает по стоимости классическому ракетному подходу, но выигрывает в плане удобства для отдельных заказчиков.

«Иногда возникает ситуация, когда нет подходящих пусковых систем для запуска суборбитального оборудования. Все-таки ракета имеет определенный цикл производства, время подготовки, и в этом случае ожидание выходит порой дороже чем сам старт. Учёные могут ждать год или два, чтобы запустить свой прибор в космос. Вся работа может встать. Например, прежде чем запустить большой спутник, они могут проверить часть оборудования на каком-нибудь кубсате (малом спутнике). Поэтому им в некоторых случаях выгоднее использовать авиакосмическую систему и переплатить сейчас, чем ждать несколько лет запуска большого аппарата», - пояснил Калтушкин.

Почему Ил-76?

Стоит отметить, что инженеры компании не сразу выбрали Ил-76 в качестве самолёта носителя, рассматривались и М-55Х «Геофизика» и МиГ-31.

Как рассказали в «Лин Индастриал», высокий практический потолок самолёта М-55Х «Геофизика» (20,4 км) позволял получить значительный выигрыш характеристической скорости АКС, необходимой для выведения на орбиту за счёт уменьшения аэродинамических потерь. Но малая целевая нагрузка (3,5 т) не позволяла создать многоразовую авиационно-космической систему. Единственный возможный в данном случае вариант - это одноразовая кислородно-водородная ракета с полезной нагрузкой порядка 10–50 кг.

Высокий практический потолок МиГ-31 (20,6 км) и большая, чем у М-55Х грузоподъёмность (5-6 тонн), делали данный самолёт весьма реальным кандидатом на роль носителя АКС. Но основное преимущество МиГ-31, его высокая скорость, могло быть реализовано только с малогабаритным грузом.

Схема авиационно-космической системы "Вьюга"

Размещение груза «на спине» не позволило бы использовать МиГ-31 как сверхзвуковой разгонщик. Создание полностью многоразовой системы на базе МиГ-31 если и возможно, то с полезной нагрузкой не более 30-60 кг.

Вариант с использованием широко распространенного военно-транспортного самолёта Ил-76 проигрывает двум предыдущим вариантам по высоте подъёма (12 км), но значительно опережает их по массе полезной нагрузки (43,4–47 т).

В случае крепления АКС «на спине» необходимо предусмотреть не только специальные крепёжные конструкции, но и укрепляющие конструкции внутри самолёта. У первой ступени АКС необходимо предусмотреть крылья, создающие подъёмную силу для отделения от самолёта. Возможность реализации подобного разделения доказывает сброс корабля «Энтерпрайз» (типа «шаттл») во время испытаний с самолёта B-747.

Масса АКС с учётом оборудования для крепления - 35 т, высота разделения - 10 км. При этом, для передачи нагрузок на самолёт-носитель используется специальная внутренняя ферма, габаритные размеры которой позволяют разместить её в грузовом отсеке Ил-76.

Схема вывода спутника в космос

Как работает авиакосмическая система

1. Взлёт Ил-76 с закреплённой "на спине" первой и орбитальной ступенями с аэродрома базирования.
2. Набор высоты 10 000 метров.
3. Отделение первой ступени с орбитальным блоком от самолёта-носителя.
4. Возвращение Ил-76 на аэродром базирования.
5. Работа двигателей первой ступени в течение 185 сек, выход в ближний космос.
6. Отделение орбитальной ступени на высоте 96 км.
7. Работа двигателя орбитальной ступени в течение 334 сек.
8. Выход орбитальной ступени на орбиту на высоте 200 км.
9. Вход первой ступени в атмосферу Земли.
10. Полёт первой ступени до аэродрома посадки.
11. Посадка первой ступени.
12. Работа двигателей орбитальной ступени, выдача тормозного импульса.
13. Вход орбитальной ступени в атмосферу Земли.
14. Раскрытие парашюта орбитальной ступени и спуск на парашюте.
15. Посадка орбитальной ступени.

С учётом пока ещё редких коммерческих стартов ракет-носителей для вывода на орбиту стаи спутников, аэрокосмические системы могут стать вполне эффективной альтернативой. Использование же самолёта Ил-76 будет определённо весьма эффективной авиационной составляющей этого проекта, поскольку самолёт давно доказал свою надёжность.

Основные параметры АКС

• Высота отделения от самолета-носителя Ил-76 ~10 км
• Масса космического летательного аппарата - 35 т
• Топливо - жидкий кислород + керосин (скорость истечения газов - 3400 м/с)
• Массовое отношение компонентов топлива - 2,726
• Характеристическая скорость АКС - 8900 м/c

Первая ступень

• Снабжена крылом, масса со второй ступенью или военной полезной нагрузкой (ПН) - 35 т
• Характеристическая скорость ступени - 4717 м/c
• Масса горючего (керосин) - 7050 кг
• Масса окислителя (кислород) - 19210 кг
• Окислитель размещен в цилиндрическом баке. Масса бака с теплозащитой ~1200 кг.
• Горючее размещено внутри фюзеляжа, масса ~450 кг.
• Масса носового конуса с теплозащитным покрытием ~75 кг.
• Масса крыла, килей, пилонов, механизации ~1550 кг.
• Масса двигательной установки ~350 кг.
• Масса шасси ~210 кг.
• Масса систем управления ~100 кг
• Итого (с запасом ~5 кг): масса сухой ступени - 3940 кг, масса заправленной ступени - 30200 кг.

Орбитальная ступень

• Характеристическая скорость - 4183 м/c
• Масса горючего (керосин) - 914 кг
• Масса окислителя (кислород) - 2486 кг
• Масса корпуса орбитальной ступени ~220 кг
• Масса баков окислителя ~190 кг
• Масса баков горючего ~75 кг
• Масса шар-баллонов ~20 кг
• Масса теплозащиты днища ~120 кг
• Масса теплозащиты «спины» ~60 кг
• Масса маршевой двигательной установки ~60 кг
• Масса парашютного контейнера ~100 кг
• Масса системы управления ~45 кг
• Масса двигателей ориентации ~60 кг
• Сухая масса вместе с ПН - 1400 кг
• Масса заправленной ступени с ПН - 4800 кг

И две ракетные ступени для вывода корабля на орбиту. В итоге были изготовлены только корабль и несколько его копий в масштабе 1:3 которые слетали в космос. Несмотря на это «Спираль» и американский проект X-15 которые были родом из 1960-х оказались ближе всего к завершению из всех проектов воздушного старта космических грузов на данный момент.

Трудности в создании двигателя для гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГПВРД) и хроническое невезение преследовали такие проекты. И даже сейчас, когда казалось бы появление первых рабочих ГПВРД (X-43 и X-51) открыло для таких проектов дорогу в космос, появление многоразовых первых ступеней (от SpaceX , Blue Origin и Индии) похоже собирается окончательно поставить на истории этих проектов жирную точку. Что же им всё время так мешало? Об этом и пойдёт речь ниже.

Теория

Чем же так выгоден воздушный старт? Дело в том, что он позволяет экономить в массе ракеты за счёт того что часть скорости и высоты покрываются самолётом-разгонщиком (то есть снижает необходимый запас характеристической скорости или delta-V), также это позволяет ставить сразу на первую ракетную ступень ЖРД с вакуумными соплами, которые имеют больший удельный импульс , что увеличивает эффективность двигателя и также снижает вес ракеты. При этом двигатели самолётов, такие как турбореактивные (ТРД), прямоточные (ПВРД) и даже гиперзвуковые (ГПВРД) - хоть и имеют удельный импульс, падающий с ростом скорости, но он всё равно остаётся существенно выше чем у ЖРД до 10 скоростей звука (10М):

Параллельно со сбросами ракетопланов «Стратосферные крепости» B-52 участвовали в испытаниях NASA аппаратов с несущим корпусом названных за их форму и посредственную аэродинамику «летающими ванными» - корабли серии M2-F1 , M2-F2 и M2-F3 (по центру). Как высказывался об этом летательном аппарате Милтон Томпсон : «если бы человек выпал из B-52 в момент отделения M2-F1 от самолёта, то аппарат опередил бы его у Земли». В дальнейшем аэродинамику улучшили, благодаря чему появились HL-10 (справа) и X-25A (слева), но все эти аппараты имели лишь небольшие двигатели и предназначались исключительно для исследования аэродинамики при спуске с орбиты что, в итоге легло в основу конструкции «Спейс Шаттла» . Так что рекордом для всех трёх аппаратов стали результаты в 1976 км/ч по скорости и 27524 м по высоте показанные на HL-10 в полётах 18 и 27 февраля 1970 года соответственно.

Сердцем программы должен был стать гиперзвуковой самолёт-разгонщик, который должен был развивать 4-6М. В начале этот проект хотели поручить ОКБ Туполева (уже занимавшемся в тот момент Ту-144) но в итоге он от него отказался. Проект приняло ОКБ Микояна которое проводило продувки моделей самолёта в аэродинамической трубе вплоть до закрытия проекта. Самолёт-разгонщик разгонялся с помощью разгонной тележки до скорости 400 км/ч после чего запускал свои двигатели и отрывался от земли. Для улучшения аэродинамики после взлёта нос самолёта поднимался, ограничивая тем самым обзор в низ - такой вариант использовался на Ту-144 и «Конкорде» , а для советского бомбардировщика Т-4 пошли ещё дальше и сделали кабину полностью закрывающейся.

Так как базовое топливо для ракетных ступеней (фтор/водород) и топливо для ГПВРД самолёта-разгонщика (водород) до этого не применялось для этих целей - решено было на начальном этапе разработать промежуточный вариант системы с несколько худшими показателями. Однако даже этот промежуточный вариант должен был стать по многим показателям лучше всего что было создано до этого, а основной вариант системы и вовсе поражает воображение:
Таким образом данная система могла вывести на орбиту груз в 10+ тонн при стартовой массе всего в 115 тонн - то есть полезный груз составлял около 10% стартовой массы! Это является просто немыслимым показателем для современных химических ракет, которые выводят на орбиту в среднем 3,5% от собственной массы (и только у самой тяжёлой версии полностью водородной Delta IV этот показатель достигает 3,9%). Такие характеристики достигались ГПВРД самолёта-разгонщика, которому не надо было тащить с собой в стратосферу окислитель, и фторным топливом ракетных ступеней которое имело удельный импульс в 479 сек в вакууме.

Несмотря на одновременный старт создания разгонщика, двигателей к нему и орбитального корабля, к закрытию проекта в начале 70-х двигатель был не готов, продувки моделей разгонщика продолжались до 1975 года, а только 25 апреля этого года (уже после официального закрытия проекта) - самолёт-аналог МиГ-105.11 был передан с завода-изготовителя для испытаний. Так как корабль имел военную направленность, предполагалось что кабина пилота будет отстреливаемой, иметь собственные двигатели и парашют для возможности самостоятельного схода с орбиты и посадки на землю. Из-за общих проблем с проектом эта часть корабля реализована так и не была.

В первые самолёт-аналог МиГ-105.11 был сброшен с Ту-95КМ в своём 11 совместном полёте 27 октября 1977 года, после чего приземлился ВПП Грошево. Испытания аналога проходили до 13 сентября 1978 года, когда из-за ошибки руководителя полёта при заходе на посадку по неправильному курсу в вечернее время пилота ослепило Солнце, в результате чего произошла жёсткая посадка повредившая шасси. 24 октября самолёт был отправлен на подвесе того же Ту-95КМ на Тушинский машиностроительный завод для ремонта. Хотя самолёт-аналог в дальнейшем и отремонтировали, однако этот полёт на ТМЗ так и остался для МиГ-105.11 последним.

После официального закрытия проекта оставалась надежда на использования для старта орбитального корабля самолётов из других проектов, более всего на эту роль подходил проект Т-4 ОКБ Сухого, история которого по своему интересна. Так как у СССР не было возможности создать столь большое число авианосных группировок сколько было у США, для борьбы с ними требовалось найти какой-то другой способ. Обычное ядерное оружие для этих целей не подходило, так как за время между получением информации о место положении авианосца и подлётом ракеты он мог выйти из радиуса поражения. Поэтому было предложено для этой цели создание небольшой группировки стратегических бомбардировщиков с ядерным ракетным вооружением.

Расчёты показывали, что для прорыва ПВО авианосного соединения они должны были иметь весьма высокую скорость - порядка 3М. В конкурсе участвовало 3 конструкторских бюро: ОКБ Туполева с проектом Ту-135, ОКБ Яковлева с проектом Як-35 и ОКБ Сухого с проектом Т-4 . В итоге выиграл проект ОКБ Сухого, а сам Сухой и Туполев при этом поссорились, что привело к их знаменитому разговору при обсуждении будущего данного проекта:

Туполев: «Сухой - мой ученик, я его знаю - он с темой не справится.»
Сухой: «Именно потому, Андрей Николаевич, что я ваш ученик, я с ней справлюсь.»

В итоге один экземпляр Т-4 всё-таки был построен и проходил испытания вплоть до перехода на сверхзвук, но из-за того, что Туполев в итоге смог добиться того чтобы новые образцы Т-4 не стали производить на Казанском авиационном заводе - проект в итоге затормозился и вскоре был закрыт.

Для дальнейших испытаний орбитального корабля уже были изготовлен МиГ-105.12 (для испытаний на сверхзвуке) и приступили к строительству МиГ-105.13 (уже для испытаний на гиперзвуке). Оба этих аналога не были закончены до конца к моменту начала строительства «Бурана», когда их строительство полностью было свёрнуто, при этом третий аналог всё же проходил испытания в термобарокамере в то время как второй просто простоял на ТМЗ до конца 70-х. Сейчас единственный летавший экземпляр МиГ-105.11 стоит в Центральном музее военно-воздушных сил в Монино, бок о бок с Т-4 и со сверхзвуковым пассажирским Ту-144 (история которого была немногим удачливее).

Ещё один весьма интересный момент: Гагарин защитил свой диплом 17 февраля 1968 года, темой его дипломной работы стал космический корабль с решётчатыми рулями (как те которые сейчас применяются на многоразовых версиях ракет семейства Falcon 9). В дальнейшем это направление должно было стать темой его кандидатской работы. Юрий Алексеевич погиб 27 марта того же года в своём выпускном полёте с инструктором, в котором он после продолжительного перерыва в полётах должен был снова получить право самостоятельно летать…

Проект предусматривающий старт с АН-325 (увеличенной версии АН-225 , построенный для перевозки «Бурана», центрального бака ракета-носителя «Энергия» и других негабаритных грузов весом до 250 тонн которых он может нести внутри фюзеляжа или на внешней подвеске). Конструкция общим весом в 275 тонн включающая бак, орбитальный корабль и 7 тонн полезной нагрузки должны были выходить на орбиту благодаря уникальному в своём роде двухкамерному двигателю РД-701 работавший на компонентах топлива керосин+водород/кислород. Двигатель имел два режима: в первом из них для увеличения тяги в обе камеры подавалась значительная доля керосина (что обеспечивала в 2,5 раза большую тягу), при этом в дальнейшем двигатель переходил на второй режим в котором подача керосина полностью прекращалась (обеспечивая на 10% больший удельный импульс):
Проект имел широкую известность, но так и не получил должного финансирования. Несмотря на свой уникальный двигатель проект наследует все технические недостатки дозвукового носителя, а также имеет свой собственный - это трёхкомпонентный бак, в котором надо обеспечивать теплоизоляцию трёх компонентов топлива (водород, кислород, керосин) которые должны храниться при разных температурах (около 20К, 50К и 300К соответственно). Намного более перспективным в данном плане (по моему личному мнению конечно) мог бы стать полный отказ от самолёта-носителя в пользу наземного старта, с использованием сбрасываемых баков и сохранением одноступенчатой схемы - это позволило бы решить проблему теплоизоляции стандартными системами дренажа (когда разогреты компоненты топлива сбрасываются, а баки подпитываются за счёт наземных систем до момента пуска).

Европейских проектов было сразу несколько:

Проект RT-8 немецкой фирмы «Юнкерс» - предусматривал старт двухступенчатой крылатой ракеты с 3-километровой тележки с разгоном до 900 км/ч, также рассматривался воздушный старт. Обе ступени предполагали посадку на землю, вторая ступень предполагала вывод чуть менее 3 тонн на орбиту, также предусматривался перелив топлива водород/кислород из 1-й ступени во 2-ю. Проект завершился с закрытием фирмы в 1969 году.

Также именуемый просто как DC-X, этот проект стал первой попыткой продемонстрировать жизнеспособность идеи SSTO «в металле», и первой ракетой которая села на реактивной тяге 18 августа 1993 года (став тем самым основой для «Кузнечика» от SpaceX). По программе было осуществлено 5 полётов последний из которых закончился жёсткой посадкой, повредившей корпус ракеты. Данный испытательный образец решено было не восстанавливать, а изготовить новый (DC-XA) который на свой 3-й полёт смог подняться на высоту в 3140 метров (в 4 раза выше полётов «Кузнечика»), но посадке после следующего полёта одна из опорных ног не вышла из-за чего ракета упала и загорелась (что усугубилось утечкой из бака кислорода). Хотя затраты на проект на тот момент составляли всего 110 млн $ (в пересчёте на текущие цены) - от проекта было решено отказаться в пользу следующего в списке:

Сравнение размеров X-33, VentureStar и Шаттла

Американский проект VentureStar - стартовавший в 1992 году, был весьма немалых размеров как можно судить по схеме: при стартовой массе в тысячу тонн 20 из них должны приходиться на полезную нагрузку. По проекту должен был быть построен и испытан его уменьшенный аналог - X-33 , после чего к 2004 году должен был быть построен уже полноразмерный корабль. Из-за проблем с композитным баком жидкого водорода и другими техническими проблемами X-33 так и не был достроен, что вызвало отмену всего проекта. В дальнейшем NASA удалось решить проблему с композитными баками и ряд других проблем - но было уже поздно. На основе наработок этих проектов сейчас разрабатывается проект XS-1 под эгидой

Многоцелева́я авиацио́нно-косми́ческая систе́ма (МАКС) - двухступенчатый комплекс, состоящий из самолёта-носителя (Ан-225 «Мрия» - точнее на базе Ан-225 предполагалась разработка нового самолета-носителя Ан-325), на котором устанавливается орбитальный самолёт. Орбитальный самолёт может быть как пилотируемым, так и беспилотным. Конструкция Ан-225 допускает установку грузового контейнера с внешним топливным баком с криогенными компонентами топлива вместо орбитального самолёта.

Разработка велась с начала 1980-х годов под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского в НПО «Молния».

Вместо первой ступени обыкновенной ракеты здесь используется самолёт Ан-225; вторая ступень может быть выполнена в трех вариантах:

МАКС-ОС с орбитальным самолётом и одноразовым баком;
МАКС-М с беспилотным самолётом;
МАКС-Т с одноразовой беспилотной второй ступенью и грузом до 18 тонн.
«Система базируется на обычных аэродромах 1-го класса, дооборудованных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса, и вписывается в основном в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами».

МАКС может применяться для аварийного спасения экипажей космических объектов или в целях наземной разведки. Отсутствие привязки к космодрому также расширяет применение такой системы.

Этот проект был начат ещё в 1980-е годы научно-производственным объединением «Молния». При этом использовался опыт и результаты работ над проектом «Спираль» и над экспериментальными аппаратами БОР. Этот проект, в отличие от «Бурана», основан на принципе самоокупаемости. По расчётам, затраты окупятся через 1,5 года, а сам проект даст 8,5-кратную прибыль. Эта система является уникальной, в мире не разрабатывается ни одного подобного аппарата. Кроме того, МАКС значительно дешевле ракет за счёт многократного использования самолёта-носителя (до 100 раз), стоимость выведения груза на низкую околоземную орбиту - порядка 1000 долл./кг; для сравнения: средняя стоимость выведения в настоящее время составляет около 8000-12 000 долл./кг, для конверсионной РН «Днепр» - 3500 долл./кг. К преимуществам можно также отнести бо́льшую экологическую чистоту за счёт применения менее токсичного топлива (трёхкомпонентный двигатель РД-701 керосин/водород+кислород). В настоящее время на проект уже истрачено около 14 млрд долларов.

Программа «МАКС» получила золотую медаль (с отличием) и специальный приз премьер-министра Бельгии в 1994 году в Брюсселе на Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94».

1. Многоцелевая авиационно-космическая система "9А-10485" (МАКС)
( НПО "Молния" , вариант образца 1994 г.)

Пилотируемый орбитальный самолет

Вторая ступень

Авиационно-космический комплекс

2. Многоцелевая авиационно-космическая система
( НПО "Молния" , вариант образца 2001 г., участвовавший в 2006 г. с небольшими доработками в конкурсе Федерального космического агентства по созданию пилотируемого космического корабля нового поколения в рамках темы " Клипер", N 36 ФКП)

Авиационно-космический комплекс

Базовый пилотируемый орбитальный самолет ОС-П

Применение МАКС

Первоначально МАКС создавался по тактико-техническому заданию (ТТЗ ) Военно-воздушных сил Министерства обороны СССР . Военно-воздушные силы рассматривали МАКС как первоочередную замену дальним стратегическим разведчикам Ту-95МР.
Согласно ТТЗ и секретному постановлению Правительства в НПО Молния" с участием кооперации предприятий в 1983-89 годах были разработаны технические предложения и эскизный проект МАКС (тема "Гонг").

По понятным причинам мы не будем подробно останавливаться на военных аспектах применения МАКС - скажем только, что на всех этапах истории МАКСа у него был только один заказчик - Министерство обороны. Первоначальные целевые задачи его использования прямо вытекали из таких его качеств, как быстрое время реагирования системы (минимальное время подготовки к пуску), мобильное базирование и большой боковой маневр при спуске с орбиты. Ну и конечно, многоразовость основных элементов системы, которая не только снижает стоимость применения, но и, выражаясь военным языком, "позволяет решать целевые задачи меньшим нарядом оперативных средств". Вспомним знаменитую триаду военных целей в космосе, сформулированную генералом Каманиным еще в середине 1960-х годов: разведка, перехват и удар. Правда, Каманин подразумевал ВОС "Спираль" , но по сути МАКС - "это "Спираль" наших дней". Предельно четко выражены задачи МАКСа в интервью командующего 37-й Воздушной армией Верховного Главнокомандования стратегического назначения генерал-лейтенанта Михаила Опарина, возглавшего Дальнюю авиацию РФ, данным им "Российской газете" 11 марта 1999 года . На вопрос: "Какие задачи может решать МАКС в обеспечении безопасности России?", - он ответил:
"Во-первых, вести оперативно-стратегическую разведку <...> "Концепция национальной безопасности Российской Федерации" здесь предельно конкретна: "Особое значение для обеспечения национальной безопасности Российской Федерации имеют своевременное обнаружение угроз и определение их источников". А это значит, что страна нуждается в технике, которая обеспечивает быстрое получение важных для безопасности страны в тот или иной момент данных, независимо от времени суток, года или погодных условий. Заменяя собой десятки самолетов-разведчиков, МАКС способен быстро прозондировать практически любой район Земли на интересующий нас предмет и приземлиться буквально рядом с центром обработки полученной информации. Это выгодно отличает систему от спутников.
<...> мало иметь стратегическую авиацию и высокоточные ракеты, способные "влетать в футбольные ворота" с расстояния в несколько тысяч километров, надо еще точно знать, где эти "ворота" находятся. МАКС дает нам такую способность, позволяет вести разведку в реальном масштабе времени. А это, безусловно, ведет к повышению боевого потенциала Вооруженных Сил РФ в целом.
<...>Во-вторых, МАКС способен делать то, чего не может сделать ни один самолет - инспектировать космические аппараты на орбите, обслуживать орбитальные станции и с наименьшими затратами выводить в космос спутники. И если после старта с Байконура космическому аппарату еще приходится долго маневрировать в космосе, корректируя орбиту, то космолет стартует с летающего "космодрома", который может прибыть в самый удобный для пуска район Земли. С дозаправкой в воздухе "воздушный старт" способен лететь несколько тысяч километров.
МАКС может действовать в широком диапазоне космических высот. В специальном варианте с разгонным блоком эта система достигает и наивысших, геостационарных орбит. Такая техника позволит вести действительно воздушно-космические действия и борьбу за ближний космос, преодолевая нынешний разрыв между самолетами и космическими аппаратами. МАКС способен быть еще и "космическим истребителем", способным уничтожить космический эшелон возможного противника.
В-третьих, МАКС способен успешно решать задачи нанесения ударов высокоточным оружием по сильно защищенным объектам на Земле. Например, по корабельным группировкам, в том числе и по авианосным соединениям и группам, по главным центрам управления агрессора. При этом МАКСы смогут взаимодействовать с самолетами Дальней и морской ракетоносной авиации. МАКС способен выполнять важнейшие задачи обеспечения такого совместного удара - целеуказания, радиоэлектронного подавления противника, разведки результатов удара.
Прибавьте к этому то, что МАКС может быть системой двойного базирования. То есть космический самолет способен базироваться не только на земном аэродроме, но и длительное время может летать на орбите, пристыковавшись к околоземной станции. В этом случае оперативность действий многоразовой системы сильно возрастает".
Добавим, что МАКС может быстро перебазирован на другой аэродром старта, что значительно повышает выживаемость системы в угрожающий период и во время военного конфликта.

Но за время разработки МАКСа поменялись политические, а главное, экономические реалии - нет больше СССР , а вместе с ним исчезло и открытое противостояние глобальных военных блоков. В космосе на смену военно-политическому соперничеству двух сверхдержав пришло широкое международное сотрудничество. Практическое освоение космического пространства поставило новые задачи, решить которые, в силу своих уникальных транспортных и оперативных возможностей, наилучшим образом может именно МАКС, который изначально рассматривался как система двойного применения.
Наиболее полно (с наибольшей экономической эффективностью) возможности многоцелевой авиационно-космической системы в качестве многоразового транспортного средства, обслуживающего грузопоток по маршруту "Земля-орбита ИСЗ-Земля", могут быть реализованы при его использовании в составе орбитального технологического комплекса по промышленному производству полупроводниковых материалов в условиях космического полета.

Слева представлен один из вариантов внешнего облика орбитального завода, проработанный в рамках НИР "Эффективность".
Основой технологического комплекса являются четыре дискообразных молекулярных экрана, движущихся перпендикулярно вектору скорости. Учитывая, что комплекс движется на высоте 400 км в сильно разреженной среде (10 -6 мм.рт.ст), за экраном образуется устойчивая "теневая" зона сверхвысокого вакуума до 10 -14 мм.рт.ст, в которой размещаются производственные установки, производящие методом молекулярно-лучевой эпитаксии наиболее перспективные многослойные полупроводниковые наноструктуры.
Повышенная производительность орбитального технологического комплекса при значительно более высоком качестве продукции обусловлена сверхнизким уровнем микрогравитации (менее 10 -6 g), что позволяет путем орбитальной кристаллизации полученного в наземных условиях поликристалла получить выход продукции необходимого для микроэлектроники качества до 80% (для сравнения - в земных условиях при производстве арсенида галлия и сверхбольших интегральных схем выход готового продукта всего несколько процентов). Поэтому в орбитальных условиях возможно промышленное производство гетероэпитаксиальных структур соединений GaAr, CdTe, CdZnTe, GeSi/Si и др., позволяющих создать полупроводниковые приборы, имеющие в 5...6 раз более высокое быстродействие и превосходящие в более чем 100 раз по радиационной стойкости (при меньшем электропотреблении и способности работать при более высоких температурах) традиционные приборы на кремниевой основе.
Расчетная годовая производительность каждой установки - до 8000 пластин диаметром 76...400 мм (для сравнения: производительность аналогичной установки в земных условиях - 1500 пластин диаметром 25...150 мм) обеспечивает экономический эффект (годовую прибыль с учетом затрат на амортизацию, стоимость исходных материалов и семи полетов МАКСа) до $260 млн. (при стоимости одной готовой пластины с гетероэпитаксиальной структурой диаметром 400 мм в пределах $13000... 18000).

Посмотреть во всех деталях работу орбитального технологического комплекса, периодически обслуживаемого орбитальным самолетом МАКС, можно, установив на свой компьютер наш скринсейвер .