18.6.Морской старт

Преимущества морского старта заключаются в том, что имеется возможность запуска ракет с экватора и отсутствует необходимость в отчуждении территорий для падения ракетных блоков. Кроме того, старт можно осуществлять с любой долготы Мирового океана.

К недостаткам можно отнести необходимость иметь дополнительные морские системы транспортировки, обслуживания и запуска РН, которые являются дорогостоящими.

На рис. 18.8 представлена схема старта, которая реализована ракетно-космической корпорацией «Энергия» совместно с Украиной (РН «Зенит») и некоторыми другими странами [39].

Рис. 18.8. Схема морского старта [39]

18.7. Воздушные старты

Старты ракет космического назначения с самолета имеют преимущества и недостатки.

К преимуществам можно отнести то, что начальная масса РКН, стартующей с самолета, на 25…40 % ниже начальной массы ракеты, стартующей с поверхности Земли с той же полезной нагрузкой, так как запуск осуществляется с самолета, летящего на высотах 10…17 км со скоростью от 0,8 М до 2,5 М (М - число Маха).

Количество ракетных блоков при таком способе запуска требуется, как правило, меньше, чем при старте с Земли. Причем количество невозвращаемых ракетных блоков минимально.

Не требуется стационарных стартовых устройств. Можно осуществлять запуск РКН с акватории Мирового океана, что не требует отчуждения территорий для падения отработавших РБ. Запуск можно осуществлять практически с любых широт, в том числе и с экватора, что особенно важно для запуска геостационарных КА.

К недостаткам воздушных стартов относится высокая стоимость самолётных стартовых комплексов.

В настоящее время существует несколько такого рода проектов. Основные характеристики некоторых из них приведены в табл. 18.1.

Таблица 18.1. Основные характеристики некоторых проектов стартов с самолета

Характеристики	Ан-124	Ту-160	Ту-160	Ту-22	МиГ-31
Тип ракеты	«Полет»	«Бурлак»	«Штиль-3а»	«Скиф»	Ракета ПРО
Начальная масса ракеты, т	102	32	46,6	17	7,5
Масса КА на опорн. орбите, кг	4000	770	1200	340	200
Угол тангажа при сбросе, град.	25	0	25	25	20
Высота сброса, км	10	12,5	12,5	17	16

На рис. 18.9 представлена классификация воздушных стартовых комплексов. Ракета или другие составные части для запуска полезных нагрузок в космос могут располагаться над самолетом, под самолетом или внутри фюзеляжа самолета.

Рис. 18.9. Классификация воздушных стартовых комплексов

Иллюстративные материалы по некоторым проектам стартов с самолета представлены на рис. 18.10.

а	б
в	г

Рис. 18.10. Проекты воздушных стартов

На рис. 18.10а представлена компоновочная схема самолетного старта по проекту «Молния» [39]. В качестве самолета-носителя используется Ан-225 («Мрия»), грузоподъемность которого составляет 250 т, топливный бак и космический самолет располагаются над фюзеляжем самолета.

На рис. 18.10б представлена схема старта с самолета Ту-160. Ракета подвешена под фюзеляжем самолета между двигателями и стойками шасси.

На рис. 18.10в представлена схема компоновки и запуска РН по проекту Головного и Волжского конструкторского бюро РКК «Энергия». Для этого самолёт Ан-124 переоборудован и получил номер Ан-124-100. Ракета устанавливается внутри фюзеляжа. Сброс ракеты осуществляется на высоте 10…12 км путем её выдвижения из фюзеляжа назад. Затем ракета разворачивается, осуществляется запуск двигателя и полёт по заданной программе изменения угла тангажа.

Характеристики ракеты Начальная масса ракеты – 7,5 т. Масса полезной нагрузки – 200 кг. Высота полета самолета в момент сброса ракеты – 6 км. Начальный угол наклона траектории в момент сброса- 20°. Скорость самолета при сбросе ракеты 700 м/с. Начальная перегрузка 1,1. 1 - Полезная нагрузка 2 - Бак окислителя 3 - Камера сгорания с горючим 4 - Ракетный блок третьей ступени 5 - Ракетный блок второй ступени (1 шт.) 6 - Ракетные блоки первой ступени (2 шт.)

Рис. 18.11. Компоновочная схема противоспутниковой ракеты

На рис. 18.10г представлена схема самолетного старта по проекту МАИ (руководитель проекта профессор Малышев Г.В.).

Этот комплекс предназначен для запуска малоразмерных КА. В качестве самолета-носителя используется самолет-перехватчик МиГ-31, который предназначался ранее для запуска противоспутниковых ракет. Схема противоспутниковой ракеты, модернизированной для запуска малоразмерных КА, представлена на рис. 18.11.

Отличительной чертой данной ракеты является использование комбинированного топлива. В качестве окислителя используется жидкий кислород, а в качестве горючего – каучук. Окислитель располагается в отдельных баках и поступает под давлением в камеру сгорания, непосредственно в которой располагается твердое горючее.