Телефон: +7 (383)-312-14-32

Статья опубликована в рамках: LIII Международной научно-практической конференции «Технические науки - от теории к практике» (Россия, г. Новосибирск, 23 декабря 2015 г.)

Наука: Технические науки

Секция: Аэрокосмическая техника и технологии

Скачать книгу(-и): Сборник статей конференции

Библиографическое описание:
Корнеев В.М., Деев В.А., Федоренко Р.В. АНАЛИЗ СИСТЕМ ВОЗДУШНОГО СТАРТА КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ // Технические науки - от теории к практике: сб. ст. по матер. LIII междунар. науч.-практ. конф. № 12(48). – Новосибирск: СибАК, 2015.
Проголосовать за статью
Дипломы участников
У данной статьи нет
дипломов

 

АНАЛИЗ СИСТЕМ ВОЗДУШНОГО СТАРТА КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

Корнеев Владимр Митрофанович

канд. техн. наук, доцент
Ульяновского высшего авационного училища гражданской авиации (институт),
РФ, г. Ульяновск

E -mailvm51@mail.ru

Деев Василий Алексеевич

курсант
Ульяновского высшего авационного училища гражданской авиации (институт),

РФ, г. Ульяновск

E -mailvdeev94@mail.ru

Федоренко Роман Владимирович

курсант
Ульяновского высшего авационного училища гражданской авиации (институт),

РФ, г. Ульяновск

E -mailfreshka.tm@gmail.com

 

ANALYSIS OF AIR LAUNCH SPACE OBJECTS

Korneev Vladimir

candidate of Science, assistant proffesor
of Ulyanovsk higher civil aviation school,
Russia, Ulyanovsk

Deev Vasiliy

cadet
of Ulyanovsk higher civil aviation school,
Russia, Ulyanovsk

Fedorenko Roman

cadet
of Ulyanovsk higher civil aviation school,
Russia, Ulyanovsk

 

АННОТАЦИЯ

В данной работе проведен анализ нескольких перспективных видов запуска космических объектов, рассмотрены их особенности, выявлены их преимущества и недостатки. На основе полученных данных предложена альтернативная система воздушного запуска космических объектов. Ее использование облегчит доступ человечества в космос.

ABSTRACT

This paper analyzes several promising launch of space objects, their features, their advantages and disadvantages. On the basis of the data proposed an alternative system of Air launch space objects. Its use will facilitate access of man kind in outer space.

 

Ключевые слова: Воздушный старт; ракета-носитель; самолет-носитель.

Keywords: Air launch; carrier rocket; mother ship (carrier aircraft)

 

В средине прошлого столетия был осуществлен запуск первого искусственного спутника Земли наземную орбиту, с чего начлось интенсивное покорение космоса. Но ввиду очень высокой дороговизны разработок проектов, связанных с запусками космических аппаратов, позволить себе это моглитолько ведущие мировые державы.

Но время не стоит на месте, возникают новые потребности, связанные с активным использованием космоса, появляются как государственные, так и частные компании, проявляющие интерес к дешевым космическим запускам, что ставит перед собой задачу снижения стоимости доставки космических объектов в космос.

Анализ показывает, что космическая деятельность станет рентабельной, т. е. самодостаточной, при снижении удельной стоимости выведения полезного груза в космос до значений менее 3000 $/кг. У современных одноразовых средств выведения этот параметр значительно превышает 10000 $/кг. И серьезно снизить ее на одноразовых носителях принципиально невозможно.

Удельная стоимость транспортных операций с использованием «Союза» на маршруте «Земля-орбита-Земля» лежит в диапазоне 63000…80000 $/кг! Для сравнения – для «дорогого» Space Shuttle этот показатель «всего» 26000 $/кг.

Идея старта космического аппарата с воздушного самолета-носителя регулярно предлагается как способ радикального облегчения доступа человечества в космос.

Воздушный старт используется для запуска аппаратов по суборбитальной траектории, либо для вывода спутников на околоземную орбиту в системах, состоящих из самолёта-носителя и ракеты-носителя (РН) или крылатых авиационно-космических систем (АКС).

Для начала постораемся проанализировать чем выгоден и какие недостатки имеются у воздушного старта космических объектов.

Воздушный старт имеет несколько преимуществ перед запуском РН с земли. Во-первых, при данном виде запуска возникает экономия характеристической скорости, которая делится на три составляющие: экономия за счет изменения потенциальной энергии РН, экономия из-за уменьшения потерь от гравитационных, аэродинамических сил и сил противодавления на срезе сопла реактивного двигателя и экономия в связи с полётом самолёта-носителя на определённой скорости [4]. Во-вторых, существует возможность старта с меньшей широты , что позваляет уменьшенить массу ракеты, а следовательно увеличенить полезную нагрузку РН, и создания необходимого наклония орбиты. В-третьих, для взлета и посадки самолета-носителя подходят любые сертифицированные аэродромы, способные принять соответствующие самолеты-носители.

На данный момент внедряется и рассматривается несколько перспективных проектов воздушногостарта космических объектов. Их можно разделить на две группыпо способам воздушного старта.В данной работе проведен анализ существующих проектов десантирования РН через грузовой люк и запуск РН(ракетоплана) с внешней подвески.

Для начала немного истории. В проекте «Воздушный старт» и его зарубежныханалогах, где в качестве самолетов-носителей используются транспортные самолеты С5-А и С-17 применяется десантирование через грузовой люк. Запуск РН с внешней подвески предлагается в проектах «Пегасус» и «Бурлак-Диана». Каждый из них имеет свои достоинства и недостатки, анализ которых поможет нам выявить проблемы воздушного старта и найти наилучшее решение.

Интересными для анализа проблемы являются попытки воздушного старта с транспортных самолетов С-5А и С-17.

В 1974 году был проведен первый запуск баллистической ракеты «Минитмен-1». Ракета размещалась на сбрасываемой платфороме внутри грузовой кабины, и была обращена носовой частью в сторону хвостового люка. Десантирование проводилось через грузовой люк с высоты полета самолета около 6 км, затем ракета отделилась от платформы и стабилизировалась с помощью трех парашютов. При этом ракета до момента запуска двигателей снизилась до высоты 3,6 км.

В 2005 году был осуществлен сброс двухступенчатой РН с военно-транспортно самолета С-17. Принципиальным отличием этого запуска стало то, что во время пуска ракета извлекалась комбинированным действием силы тяжести за счет угла тангажа самолета и парашюта и выводилась в положение, близкое к вертикальному, с малыми угловыми движениями, затем включился двигатель и система управления стабилизировала положение РН. Она падала примерно 230 м, двигаясь с горизонтальной скоростью около 350 км/ч. После включения ЖРД она пересекла высоту сброса через 15 сек.

Перспективной выглядит идея воздушного старта с самолета-носителя Ан-124-100ВС, принадлежащая отечественным разработчикам, использованная в проекте «Воздушный старт».

Из-за значительных энергетических затрат на поворот плоскости орбиты до экваториальной отечественные РН, стартующие с высокоширотных космодромов, объективно проигрывают в конкурентной борьбе.

 

Рисунок 1.Схема функционирования системы «Воздушный старт»

 

В данном проекте, также как и при пуске с самолетов С-5A и С-17, РН размещается в грузовом люке самолета Ан-124-100ВС. Десантирование осуществляется при выполнении маневра «Горка» на высоте 10–11 км. Сброс РН массой 100 тпроводитсяпри угле кабрирования около 20ос помощью специального пускового контейнера с использованием газогенератора и под действием силы тяжести.После десантирования происходит разгон РН и набор высоты до расчетных значений.

Приреализации проекта «Воздушный старт» предусматривается создание аэродромов-космопортов в приэкваториальных широтах для достижения максимальной экономической эффективности запусков [2].

Из достоинств данного проекта можно выделить только некоторые преимущества воздушного запуска: выбор наклонения орбиты, запуск с меньшей широты, уменьшение материальных затрат и времени на разработку новой техники, большая грузоподъемность Ан-124-100ВС и снижение аэродинамических и гравитационных потерь.

Однако, несмотря на все вышеперечисленные достоинства системы запуска ракеты методом десантирования через задний грузовой люк самолета-носителя, можно отметить следующие вполне очевидные недостатки данных проектов:

·     Потеря эффективной высоты запуска РН. Поскольку требуется определенное время с момента отделения РН от самолета-носителя до ее стабилизации и включения реактивного двигателя, а РН в этот момент падает, то происходит потеря эффективной высоты старта ракеты;

·     Потеря эффективной скорости. Так как РН выбрасывается из самолета-носителя в сторону противоположную полету, скорость РН будет меньше, чем скорость самолета-носителя;

·     Трудности стабилизации РН после отделения от самолета-носителя. В частности, в проекте «Воздушный старт» РН выбрасывается с самолета Ан-124-100ВС с помощью порохового заряда и не используется стабилизирующая система из парашютов, поэтому, при минимальных отклонениях (по перегрузке, углу тангажа, объему порохового заряда) от расчетных, есть вероятность вращения РН вокруг поперечной оси.

Более рентабельным оказывается запуск ракеты-носителя или ракетоплана с внешней подвески самолета-носителя.

Прежде всего рассмотримавиационно-космический комплекс «Пегасус», который в настоящее время находится в практической эксплуатации.

В данном проекте запуск производится с помощью самолета-носителя L-1011 фирмы Lockheed Corporation, специально для этого оборудованного. Ракета размещается на внешней подвеске снизу под фюзеляжем. Отделение РН от самолета происходит на высоте 12 км. Масса носителя – 18500 кг. Масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту носителем «Пегасус» – до 443 кг. С 1990 по 2013 годы произведено 42 запуска носителя «Пегасус» с выведением на орбиту искусственных спутников, из них неудачными были 3 запуска [6].

Концепция отечественной системы «Бурлак» аналогична реализованной в проекте "Пегасус".

Для запуска двухступенчатой ракеты-носителя предлагается переоборудованный бомбардировщик Ту-160СК.

После использования первая ступень ракеты-носителя спускается на парашюте и пригодна для повторного использования, вторая – сгорает в атмосфере.

Более перспективной конечно является замена двухступенчатой РН на ракетоплан (крылатый космический самолет).

Масса этого ракетоплана составит 32 т, длина – 22 м. "Бурлак" стартует уже за пределами самых плотных слоев атмосферы – с высоты 9–13 км с достаточно высокой начальной скоростью, которая составляет порядка 6 % от первой космической скорости. Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200–1000 км грузов массой 600–800 кг (полярные орбиты) или 840–1100 кг (экваториальные орбиты) [3].

Применение комплекса Ту-160СК обеспечит:

·     формирование любой плоскости околоземной орбиты спутника;

·     пуск из любой точки земли, в том числе с экватора;

·     независимость пуска от времени суток и погодных условий;

·     повышение безопасности запуска, так как запуски могут проводиться вдали от населенных пунктов;

·     возможность запуска коммерческого спутника с территории государства-заказчика.

Технически использование самолета-носителя Ту-160СК в качестве 1-й ступени для запуска ракетопланов «Бурлак» дает возможность:

·     уменьшить начальную массу ракетоплана;

·     исключить вертикальный участок траектории с обеспечением начальной скорости ракетоплана М= 0,8–1,7 на высотах 9–13 км;

·     устранить необходимость содержания и обслуживания дорогостоящих стартовых комплексов.

Из недостатков системы запуска, примененной в проектах «Бурлак» и «Пегасус», можно отметить следующее: ограничения по диаметру РН, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, что приводит к уменьшению полезной нагрузки выводимой на орбиту, а также необходимость создания на РН аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя.

Рассмотрев и проанализировав выше описанные проекты можно сделать следующие выводы: применение способа десантирования череззадний грузовой люк неэффективно ввиду потери высоты запуска РН и эффективной скорости, поэтому более выгодным будет запускать РН по направлению полета самолета-носителя. Использование внешней подвески для запуска РН с нижней части фюзеляжа ограничивает размеры ракеты, что приводит к уменьшению полезной нагрузки, выводимой на орбиту.

Очевидно, что, чем больше скорость и высота полёта самолёта-носителя, тем меньшая масса РН требуется для вывода фиксированной полезной нагрузки на орбиту. Наиболее эффективным в весовом отношении является старт с гиперзвукового самолёта-носителя, при М ≥ 5 [4].

В СССР крайне привлекательнымбылпроект «Спираль».

Система из гиперзвукового самолёта-разгонника и орбитального самолёта должна была стартовать с взлетно-посадочной полосы, набирать высоту до 30 км и скорость до 6М (6700 км/ч). Затем орбитальный самолёт вместе с разгонной ступенью на топливной паре фтор/водород отсоединялся и разгонялся самостоятельно до выхода на орбиту. Проект был начат в 1964 году и официально закрыт в 1969.

Наибольшая выгода будет если использовать гиперзвуковой разгонщик и поднять ракету до 30 км (дальше всё что с крыльями летать не может в принципе).

Существенного повышения эффективности проекта «Спираль» планировалось достичь разработкой многоразового ускорителя с ПВРД со сверхзвуковым горением, что позволяло в перспективе создать полностью многоразовый комплекс [5].

Но ввиду высокой сложности реализации подобныхпроектов, требующихбольших людских, материальных и временных ресурсов,можно предложитьвариант запуска РН с эстакады, установленной на верхней части фюзеляжа существующих самолетов.

Можно предложить использование в качестве самолета-носителя модификации основных транспортных самолетов: Ил-76МД-90А, Ан-124-100, ВМ-Т «Атлант», Ту-160. Каждый из них способен нести РН или ракетоплан массой до 60 и более. Что позволит вывести на низкую околоземную орбиту от 400 кг до 4 т груза в зависимости от конструкции РН и используемого самолета-носителя. Поскольку последнее десятилетие наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро- (10–100 кг) и наноклассов (1–10 кг). Предпочтение стоит отдать самолету ОКБ им. С.В. Ильюшина.

В качестве РН мы предлагаем использовать возвращаемую двухступенчатую крылатую РН. Первая и вторая ступени выполняютсякрылатыми для возвращения на аэродром запуска и их повторного использования. К тому же концы крыла второй ступени ракеты проектируются отклоняемыми до положения, близкого к вертикальному, для лучшей устойчивости при спуске с орбиты на землю.

Первая ступень РН должна иметь два прямоточных воздушно-реактивных двигателя (ПВРД), расположенных на консолях крыла во избежании влияния реактивной струи на вертикальное оперение самолета-носителя, а вторая – жидкостно-реактивный двигатель (ЖРД).

Применение ПВРД в качестве двигателя первой ступени ракеты дает возможность не нести с собой окислитель, а брать его из атмосферы, что заметно увеличивает массу полезной нагрузки. Так же выбор ПВРД обусловлен относительной простотой конструкции, а следовательно дешевизной двигателя [1].

РН устанавливается на эстакаде с возрастающим углом атаки для более интенсивного разделения и расхождения РН и самолета, чтобы не задеть киль самолета-носителя. После отделения РН от самолета-носителя, самолет возвращается на базу, и дальнейший разгон выполняет первая ступень РН, после достижения максимальной высоты полета в пределах плотных слоев атмосферы она должна спускаться на аэродром посадки по-самолетному, используя аэродинамический маневр. После отделения первой ступени в работу включается ЖРД второй ступени и доставка груза на орбиту осуществляется с ее помощью. При достижении расчетной высоты и скорости выполняется отсоединение груза от второй ступени РН и возвращение ее на землю. Снижение и посадка осуществляется так же – по-самолетному.

Использование воздушного старта и двухступенчатой крылатой ракеты-носителя, каждая из ступеней которой возвращается для повторного использования, существенно снижают стоимость одного килограмма груза выводимого на орбиту.

 

Список литературы:
1. Акимов В.М., Бакулев В.И., Курзинер Р.И. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей : учеб.для вузов. – М.: Машиностроение, 1987. – С. 15–53.
2. Бальмонт Б.В., Карпов А.С., Иванов Р.К. Российский аэрокосмический проект «Воздушный старт» // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. – 2012. – № 9. – С. 3–15.
3. Ково К. Россия – проекты новых носителей и договор с DASA // Еженедельник авиации и космической технологии. – 1995. – лето. – С. 11–12.
4. Куренков В.И. Оценка весовой эффективности ракет-носителей при стартах с дирижабля и самолетов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. – 2009. – С. 65–71.
5. Лукашевич В.П., Афанасьев И.Б. Космические крылья – М.: Лента странствий, 2009. – 496 с.
6. Isakowitz S.J. International Reference Guide to Space Launch Systems / S.J. Isakowitz, J.B. Hopkins, J.P. Hopkins // AIAA. – 2004. 4th edition. – P. 290.

 

 

Проголосовать за статью
Дипломы участников
У данной статьи нет
дипломов

Оставить комментарий

Форма обратной связи о взаимодействии с сайтом