Г.20 акс на базе ан-225

Одним из путей снижения риска создания системы выведения воздушного старта является переход от одно - к двухступенчатой ракетной схеме, что позволяет одновременно увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза. При формировании облика данной системы за основу взята двухступенчатая МКТС вертикального старта с ЖРД, разработанная в РИА (секция «Авиакосмическая») [4], [106]. Принято параллельное соединение первой и второй ступеней и тандемное соединение ракетного блока второй ступени с блоком полезного груза. В качестве основного варианта ПГ взят космический корабль «Клипер» разработки РКК «Энергия» (Рисунок Г. 26 – Общий вид АКС на базе АН-225) [107].

Аэрокосмическая система рассматривается как транспортное средство, предназначенное для выведения на низкую околоземную орбиту полезного груза. При необходимости на второй многоразовой ступени может быть расположен внутренний грузовой отсек для возврата полезных грузов с орбиты. Стартовая масса ракетно-космической системы с учетом возможностей самолета-носителя Ан‑225 была принята равной 275 т. Выведение на орбиту осуществляется при помощи трехкомпонентных ЖРД РД‑701; на каждой ступени установлено по одному такому двигателю.

Принято, что на участке совместного полета ракетного ускорителя (до точки отделения первой ступени) осуществляется перелив топлива из баков первой ступени в двигатель второй ступени. Первая ступень является крылатой и полностью многоразовой. Аэродинамическая схема ступени – «бесхвостка» с нижним расположением трапециевидного крыла. Два боковых киля расположены на концах крыла, что связано с компоновочной увязкой ракетно - космической системы на СН.

Рисунок Г. 26 – Общий вид АКС на базе АН-225

Применительно ко второй ступени рассмотрены два варианта:

• одноразовый ракетный ускоритель;

• многоразовая крылатая ступень, с тем, чтобы определить, как изменяется масса ПГ при переходе от частично многоразовой к полностью многоразовой системе выведения.

Крылатая вторая ступень имеет такую же аэродинамическую форму, что и первая ступень, и близкие габаритные размеры (Рисунок Г. 26 б). Вторая ступень в варианте одноразового ракетного ускорителя отличается от крылатого варианта отсутствием несущих поверхностей.

На ДСН сначала устанавливается вторая ступень с блоком ПГ, а затем сверху – первая крылатая ступень (Рисунок Г. 26 а). Вторая крылатая ступень имеет перевернутое положение, что связано с взаимоувязкой ступеней.

Схема выполнения типовой операции заключается в следующем (Рисунок Г. 26 в). Самолет-носитель с ракетно-космической системой взлетает со стартового аэродрома и улетает в сторону, противоположную азимуту запуска. Удаление от аэродрома может составлять несколько сотен километров. Далее самолет-носитель разворачивается по курсу на 180, выполняет маневр «горку» и осуществляет запуск крылатой ракетно-космической системы. После выработки топлива первая ступень возвращается на стартовый аэродром, а вторая ступень выводит ПГ на низкую околоземную орбиту.

Посадка первой ступени – горизонтальная. При этом в зависимости от удаления точки воздушного старта от аэродрома посадки может использоваться плоское или пространственное планирование. Потребность в крейсерском дозвуковом полете с ТРД может иметься, а может отсутствовать, что определяется величиной удаления точки воздушного старта. То есть в общем случае использование дозвукового самолет-носителя позволяет отказаться от установки ТРД на первой ступени или, по крайней мере, сократить до минимума потребный запас топлива возврата. Таким образом, применительно к первой ступени могут рассматриваться два варианта: с ТРД и без ТРД. В качестве основного принят вариант установки двух дозвуковых ТРД (топливо – керосин).

Была проведена оптимизация основных параметров и траекторий движения, в качестве критерия оптимизации использовалась масса выводимого на орбиту ПГ. Значения основных траекторных параметров для рассматриваемых вариантов приведены в таблице Г. 14. При переходе к одноразовой второй ступени оптимальная скорость ее отделения уменьшается.

Таблица Г. 14 - Значения основных траекторных параметров

Наименование	Тип второй ступени
	Много- разовая	Одно- разовая
Точка разделения ступеней: – скорость, м/с – число Маха – высота, км – угол наклона траектории, град, – дальность, км	2151 6,52 48,2 11,9 121	1896 5,9 42,7 13,3 105
Относительный запас топлива первой ступени, %	50,55	47,64
Скорость переключения режимов работы ЖРД РД-701, м/с	4549	4418
Эквивалентный запас топлива (в пересчете на одноступенчатое выведение), %	86,81	87,03
Конечная масса на орбите, т	31,53	31,48

Результаты расчетов планирования первой ступени к точке старта АКС показали, что конечная точка пассивного полета (в момент выхода на дозвуковой режим ТРД) отстоит от точки старта на расстоянии ~ 160 км. Это значит, что если на первой ступени ТРД не установлены, то удаление самолета-носителя после взлета с аэродрома должно составлять не менее 160 км. Основные расчетные весовые характеристики двух вариантов аэрокосмической системы приведены в таблице Г. 15.

В варианте частично многоразовой ракетно-космической системы масса выводимого ПГ на 5 т больше, чем в полностью многоразовой. Эта разница определяется массой крыла, оперения, шасси и других элементов, которые отсутствуют на одноразовой второй ступени. Установка ТРД на первой ступени приводит к уменьшению массы ПГ на 300 – 400 кг. Использование воздушного старта позволяет достичь относительной массы выводимого груза для ракетно-космической системы, равной 7,4%.

Таблица Г. 15 - Основные расчетные весовые характеристики

Наименование	Многоразовая 2-я ступень	Одноразовая 2-я ступень
Масса первой ступени	156,99	148,13
в т. ч. масса маршевого топлива	139,00	131,0
Масса второй ступени с ПГ	118,01	126,87
в т. ч. масса маршевого топлива	86,48	95,39
Масса полезного груза	15,27	20,26

Г.21 АКС МиГ‑2000

В 1990 ‑ х годах в КБ им. А.И. Микояна совместно с ИЦ им. М.В. Келдыша и ЦАГИ был проработан одноступенчатый ВКС с жидкостно-воздушным ракетным двигателем (ЖВРД), использующим цикл сжижения атмосферного воздуха (Рисунок Г. 27 – Общий вид АКС МиГ‑2000).

Стартовая масса ВКС составляет 300 т; длина самолета 54,1 м; размах крыла 19,7 м. Старт ВКС осуществляется с использованием дополнительного взлетного устройства (либо при помощи дозвукового самолета-носителя при числе M = 0,7; либо при помощи разгонной тележки с M = 0,8). Оценочная масса выводимого ПГ равна 6 – 9 т, масса возвращаемого с орбиты ПГ – 3 т.

Основным преимуществом ЖВРД по сравнению с другими типами двигателей является возможность его использования на всех участках выведения ВКС от момента взлета до выхода на околоземную орбиту с существенно большим удельным импульсом, чем у ЖРД.

Были рассмотрены несколько аэродинамических компоновок, отличающихся удлинением фюзеляжа, формой поперечного сечения фюзеляжа и формой ВКС в плане. Проведена оптимизация основных параметров ВКС и его двигателей, а также траекторных параметров выведения на опорную орбиту. Было показано, что оптимальное число М переключения ЖВРД с режима сжижения на ракетный режим равно 5. Оптимальное соотношение секундных расходов бортового кислорода и водорода на участке сжижения равно 1,5. Рациональное давление в камере сгорания ЖВРД на ракетном режиме составляет 120 атм. (на 20 атм. больше, чем на режиме сжижения). Оптимальная площадь входа в воздухозаборник ЖВРД соответствует стартовой тяговооруженности ВКС 0,64. Стартовая тяговооруженность по ракетному контуру при этом составляет 1,5. Потребный запас топлива выведения ВКС на круговую орбиту 200 км равен 83,44% от стартовой массы. Оптимальная скорость переключения сопла ЖРД с геометрической степени расширения  30 на 100 (с одновременным отключением трех ЖРД) составляет 3300 м/с.

Сравнение двух концепций одноступенчатого ВКС (с ЖВРД и с ЖРД), проведенное в максимально равных условиях, показало, что ВКС с ЖВРД уступает аппарату с ЖРД в массе ПГ примерно 2,5 т .

Рисунок Г. 27 – Общий вид АКС МиГ‑2000

Г.23 АКС SÄNGER

В 1980‑х годах в Германии начата разработка перспективной двухступенчатой транспортной космической системы – АКС SÄNGER (Рисунок Г. 30 а – Общий вид АКС SÄNGER). Предполагалось, что реализация этой программы обеспечит западноевропейским странам сравнительно дешевый и независимый от США доступ в космос с возможностью горизонтального старта с обычных воздушных взлетно-посадочных полос в Европе и непосредственного выведения полезного груза на любую заданную орбиту.

Рисунок Г. 30 – Общий вид АКС SÄNGER

В маршевых двигателях АКС используются экологически чистые компоненты топлива – жидкие кислород и водород. При проектировании системы предполагалось использовать проверенные технические решения, чтобы снизить риск разработки. Был рассмотрен ряд вариантов АКС. В одном из них стартовая масса системы равна 340 т; взлетная скорость – 500 км/ч. Фюзеляж имеет длину 81,3 м; размах крыла равен 41,4 м.

Первая ступень (EHTV) – пилотируемый гиперзвуковой самолет - разгонщик имеет массу 259 т и максимальный запас топлива (водород)– до 100 т. Маршевая двигательная установка ГСР представляла собой связку из пяти комбинированных турбопрямоточных ВРД (вначале рассматривался вариант использования ракетно-турбинных двигателей). Умеренный нагрев конструкции ГСР (не более 600°С) при числах М = 4 – 4,5 позволял использовать титановые и алюминиево-литиевые сплавы.

Первая ступень разрабатывалась с учетом унификации ее характеристик с характеристиками перспективного гиперзвукового пассажирского самолета. ГСР выполнен по схеме «бесхвостка» с интегральным сочленением крыла и фюзеляжа. Аэродинамическое качество самолета ‑ разгонщика на крейсерском гиперзвуковом участке (М = 4,4) равно 5,2. Дальность крейсерского полета самолета с 250 пассажирами на борту составляла 10 тыс. км.

В качестве второй ступени разрабатывались два варианта:

– многоразовый аппарат «Хорус» (Рисунок Г. 30 б);

– одноразовый грузовой аппарат «Каргус».

«Хорус» представлял собой пилотируемый ВКС с ЖРД. Полная масса ступени 87,7 т; маршевый двигатель имеет тягу до 120 тс и удельный импульс 472 с. Расчетная продолжительность орбитального полета составляла одни сутки. ВКС мог вывести на орбиту двух пилотов, четырех пассажиров и груз массой 2 – 3 т. Главным назначением ступени «Хорус» является материально - техническое обеспечение орбитальной станции. Возможны суборбитальные перевозки пассажиров со средней скоростью 16 тыс. км/ч. Вариант АКС с ВКС «Хорус» показан на рисунке Г. 30 б.

Одноразовый «Каргус» представлял собой уменьшенную модификацию ступени РН «Ариан-5» и предназначался для выведения на низкую орбиту полезного груза массой до 15 тонн, с возможностью последующего довыведения на ГСО. Полная масса грузовой ступени – 62 т. На ступени устанавливается кислородно-водородный ЖРД «Вулкан» с тягой ~105 тc и удельным импульсом 439 c. Длина ступени равна 33 м; диаметр – 5 м.

Полет АКС предполагался по следующей схеме. После взлета с аэродрома АКС выполняет подъем до высоты 25 км, над критическим озоновым слоем, и далее на этой высоте совершает крейсерский полет в сторону меньших широт со скоростью, соответствующей числу М = 4,5. Затем следует участок разгона с набором высоты 30 – 31 км и числа М до 6,8 – 7. После разделения системы вторая ступень выходит на орбиту, а первая – возвращается к месту старта.

В процессе разработки АКС вместо одноразовой ступени «Каргус» был предложен беспилотный ВКС «Хорус - С», в грузовым отсеке которого на орбиту высотой 200 км мог быть доставлен ПГ массой до 7,7 т и груз массой до 6,2 т – на космическую станцию. Пилотируемый ВКС «Хорус - М» со стыковочным и переходным отсеками предназначался для обслуживания космической станции, при этом масса выводимого ПГ составляла 3 т, включая массу экипажа из трех человек.

Стартовая масса АКС стала равной 366 т; масса ГСР – 254 т; сухая масса ГСР – 156 т. Масса обоих вариантов ВКС – 112 т. Длина ГСР 84,5 м; размах крыла – 41,5 м. Длина второй ступени – 30 м; размах крыла – 15 м. Расчетная боковая дальность планирования ВКС достигала 2700 км, чтобы обеспечить приземление в Западной Европе при спуске с приэкваториальных орбит. Параллакс АКС при выведении также равнялся 2700 км. Предполагалось обеспечить ежегодный темп в 40 полетов. Вторая ступень имеет кратность 100.

Для отработки гиперзвуковых технологий была начата разработка экспериментального гиперзвукового самолета HYTEX – уменьшенный аналог ГСР [8], [96], [97].