Аналог корабля "Буран" с уменьшеными габаритами и уменьшенной массой

[Павел73]

Посторонний пишет:

G.K. пишет:

Посторонний пишет:
Стратегические бомобардировщики могут заменить МБР многоразового использования. если способны преодолеть систему ПВО противника.    

Хорошо, я спрошу иначе: зачем выводить спутники именно многоразовым КА?

Многоразовый КА и есть спутник, способный возвращаться на Землю самостоятельно. Платформа остаётся неизменной, а назначение зависит от установленной аппаратуры. Планер остаётся тот же, а "начинку" можно поменять в зависимости от решемой задачи.

Многоразовость в космонавтике имхо имеет смысл только для пилотируемых КК; чтобы мягко, комфортно и точно приземлять космонавтов и повторно использовать сам КК и его дорогостоящую начинку (СЖО, система управления, двигатели); а также для нижних ступеней РН. Ну и ещё для космических буксиров с ЭРД ("медленные челноки" ОИСЗ - ОИСЛ - ОИСЗ, например).

Больше ни для чего она не нужна.

[Блудный]

G.K. пишет:
Хорошо, я спрошу иначе: зачем выводить спутники именно многоразовым КА?

Выводить незачем. А вот возвращать...

Вы спросите - зачем возвращать? А чтобы не выдумывать "тяжёлые заряженые частицы". Для страховых разбирательств такое может быть интересным. Суммы страховок существенно превышают стоимость полёта туда-обратно.

А зачем это нужно? Установление точных причин содействуют качеству производства и снижает финансовую нагрузку на страхование.

Нужно ли это затевать? В смысле выделки овчинки. А кто его знает... Для этого уже точная финансовая модель требуется чтобы суждение вынести.

Где ещё нужно крыло? Для пилотируемой космонавтики. Наверное даже нужнее. Меня всё-таки беспокоят парашютные посадки. Да и "на тяге" тоже не порадовали бы.

[Bell]

Шаттлами 2 раза снимали спутники. Где теперь те шаттлы и те спутники? Страховщикам выгоднее взять 15-20% стоимости спутника и в случае чего выплатить полную стоимость (а порой еще и получить КА на нерасчетной орбите, откуда его можно дотянуть до экономически оправданной). А владельцам - заплатить и получить страховку.

Блудный пишет:
Суммы страховок существенно превышают стоимость полёта туда-обратно.

Нет, страховки выплачиваются 1 раз за 10-20 запусков, а таскать крылья и перья придется КАЖДЫЙ раз.

[Блудный]

Bell пишет:
Страховщикам выгоднее взять 15-20% стоимости спутника и в случае чего выплатить полную стоимость
А владельцам - заплатить и получить страховку.

Это работает пока конкуренция не допекла. А потом будут искаться резервы.

Нет, страховки выплачиваются 1 раз за 10-20 запусков, а таскать крылья и перья придется КАЖДЫЙ раз.

Ещё раз - выводить не надо, надо снимать. Как раз в том одном случае из 10-20.

[SFN]

Chris Gebhardt прочитал эту тему и ответил статьей    
http://www.nasaspaceflight.com/2013/03/x-37b-expanded-capabilities-iss-missions/

[Bell]

тут те же картинки крупнее
http://www.spacesafetymagazine.com/2011/10/08/boeing-x-37c/

[Старый]

Back-stabber пишет:

Старый пишет:
Зачем платформе планер?

А как Вы без планера бомбой в мавзолей попадёте?? Старый-старый, а таких вещей не знает... Стыдно...  

Я попаду в него балистической боеголовкой. 
Аааа! Понял! Без нырка некошерно?

[Старый]

Блудный пишет:.Выводить незачем.

А зачем же тогда предлагаете выводить? 
Почему не предлагаете посылать самолёт только для снятия отказавших спутников?

 Суммы страховок существенно превышают стоимость полёта туда-обратно.

Точно? Вы как считали? А в тех случаях когда страховой случай не наступил кто заплатит за полёт туда-обратно?

Установление точных причин содействуют качеству производства и снижает финансовую нагрузку на страхование.

Много ли осталось невыясненых причин отказов КА в полёте? И если даже это так нужно - не обойдётся ли мощная разветвлённая телеметрическая система и многократное резервирование дешевле и легче чем многоразовый космический самолёт?

Для этого уже точная финансовая модель требуется чтобы суждение вынести.

Вы полагаете что страхователи и страховщики до сих пор не вынесли суждения или действуют вопреки вынесенному суждению?
И ещё моментик. Многоразовый космический самолёт имеет ограниченый срок работы на орбите. Как ограничение срока работы КА скажется на его эффективности? 

[Apollo13]

While the Boeing presentation – created in 2011 for the AIAA – makes a fairly convincing case for the evolving capabilities of the X-37B, there is no indication at this time that pursuit of this option is ongoing or even under the slightest consideration from NASA.

Ключевая фраза в статье.

[SFN]

Старый пишет:
Многоразовый космический самолёт имеет ограниченый срок работы на орбите.

 http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum12/topic10802/

[Старый]

SFN пишет:
 http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum12/topic10802/

Фигня. На такой скорости всё сгорит.

[pkl]

Посторонний пишет:
Но американцы ведь не зря это делают.

С чего Вы решили, что не зря?

[pkl]

Павел73 пишет:
Многоразовость в космонавтике имхо имеет смысл только для пилотируемых КК; чтобы мягко, комфортно и точно приземлять космонавтов и повторно использовать сам КК и его дорогостоящую начинку (СЖО, система управления, двигатели); а также для нижних ступеней РН. Ну и ещё для космических буксиров с ЭРД ("медленные челноки" ОИСЗ - ОИСЛ - ОИСЗ, например).

Больше ни для чего она не нужна.

Скорее, правильнее так: многоразовость оправданна только при очень-очень больших грузотоках, порядка 50 000 т за 15 лет. Это ещё в начале 70-х гг. в СССР посчитали. Я как то постил здесь уже свои выписки из одной книжки в библиотеке. Но это было давно, может, ещё на допожарном форуме. Дай-ка ещё раз вывешу /выделенное жирным читать особенно внимательно, особенно фанатам космических самолётов/:

Освоение аэрокосмического пространства: прошлое, настоящее, будущее. Избранные труды Х Московского Международного симпозиума по истории авиации и космонавтики. Москва, 20-27 июня 1995 г .

Многоразовые транспортные космические системы: история и перспективы развития. В.П. Бурдаков, Л. М. Васильев, Г.З. Давлетшин, А.И. Ильин, Е.Р. Одновол, В.П. Сенкевич, Ц.В. Соловьёв. С. 43-51.

«Вопрос о создании многоразовых транспортно-космических систем МТКС встал во второй половине 60-х годов в связи с бурным развитием мировой ракетно-космической техники /непрерывным возрастанием количества и тоннажа космических аппаратов, выводимых на орбиты ИСЗ, созданием космических систем связи, навигации, метео- и разведывательных систем, пилотируемых станций, полётов к Луне и планетам, научных исследований и пр./.

В начале 1972 г. в США определилась национальная приоритетная программа развития ракетно-космической техники – создание многоразовой транспортной космической системы /МТКС/ к концу 70-х годов /программа «СПЕЙС ШАТТЛ»/.

Примерно в это же время было принято решение об определении дальнейших путей развития отечественных систем выведения космических аппаратов.

Шести НИИ военно-промышленного комплекса и Академии наук страны было поручено проведение поисковых проектных исследований по определению рациональной схемы, проектного облика и размерности будущей отечественной МТКС /ЦНИИмаш, его филиал «АГАТ», НИИТП МОМ, ЦАГИ МАП, 50 и 30 НИИ Минобороны, ИКИ АН/. Авторы данной статьи были одними из ведущих исполнителей этих работ в ЦНИИмаш и НПО «Энергия».

Для организации и координации этих работ в 1974 г. был создан межведомственный научно-технический координационный совет, который впоследствии активно действовал при проектных разработках МТКС «Энергия-Буран». В это же время самостоятельные альтернативные проектные проработки и исследования проводились в НПО «Энергия» /аппараты серии РЛА по инициативе В.П. Глушко/, ОКБ им. Микояна МАП /система «Спираль», Г.Е. Лозинский/ и других организациях.

Работы с самого начала носили комплексных характер. В основу был положен технико-экономический анализ нескольких вариантов перспективных космических программ с различным объёмом грузопотоков и составом космических систем, обеспечиваемых различными транспортными системами выведения – одноразовыми ракетами-носителями /РН/ и несколькими вариантами МТКС. Целевой нагрузкой транспортных систем были различные варианты космических аппаратов /КА и ИСЗ различного назначения и аппараты для полётов к Луне и планетам/. Эти программы содержали не только номенклатуру КА, но и их основные технико-экономические характеристики /целевая орбита, масса и габариты, потребный ресурс, надёжность, стоимость и др./.

Рассматривались четыре альтернативные космические программы:

- программа с развитием традиционных средств с одноразовыми КА и РН на период до 15-ти лет;

- программа с одноразовыми РН, но с унифицированными и комплексированными КА;

- программа с МТКС с возможностью возвращения КА на Землю для ремонта и повторного использования;

- программа с МТКС с обслуживанием и ремонтом КА на орбите.

В комплексе систем выведения рассматривалось большое количество их схем:

- одноразовые ракеты-носители различных схем для выведения на низкие орбиты ИСЗ и комплекс разгонных блоков /РБ/ для выведения на высокие орбиты в космос;

- многоразовые транспортные системы различных схем с комплексом космических одноразовых РБ и многоразовых буксиров.

В свою очередь, МТКС делились на различные виды:

- со спасаемыми многоразовыми первыми ступенями;

- с крылатыми многоразовыми первыми ступенями.

В классе орбитальных ступеней МТКС были рассмотрены:

- системы с «большим» орбитальным самолётом Gпн = 30-40 т типа «СПЕЙС ШАТТЛ», «БУРАН»/;

- системы с «малым» орбитальным самолётом с Gпн = 3-5 т /прим.: Разработка таких лёгких космических систем /ЛКС/ велись в ОКБ В.Н. Челомея./

Рассматривались также различные сочетания и комбинации одноразовых и многоразовых ракетных блоков, двигательных установок /ДУ/, топливных блоков и контейнеров для полезной нагрузки.

Для оценки энерго-массовых и стоимостных характеристик различных схем систем выведения были разработаны расчётные методики. Для обслуживания и ремонта КА на орбите были проведены проектно-исследовательские разработки модульных КА и комплекса средств ремонта и монтажа /стыковочные узлы и манипуляторы, транспортные контейнеры/. Разрабатывались типовые модули и универсальные космически платформы для различных видов целевой аппаратуры.

Рассматривался в проектном плане широкий комплекс разгонных блоков и многоразовых космических буксиров с ЖРД и ЯРД большой и малой тяги.

Таким образом, принцип многоразового использования распространялся не только на МТКС, но и на системы «орбита-орбита» и орбита ИСЗ-Луна и планеты.

Критерием оценки и взаимного сопоставления различных систем были:

- общие затраты на заданную космическую программу /системы выведения и КА/;

- затраты на комплекс транспортных средств;

- энергетические и массовые характеристики средств выведения.

Основной трудностью при разработке методик энерго-массовых и технико-экономических характеристик была оценка их достоверности.

Действительно, вес полезного груза, выводимого на орбиту, даже для одноразовых систем составляет единицы процентов /3-4%/ от стартового веса. Для МТКС эта величина ещё меньше и составляет приблизительно 1-2%.

Для разработки методик проводилось дробление КА на отдельные системы и агрегаты, для оценки веса которых могла быть использована статистика прототипов или близких по типу систем и элементов конструкции ракетной, космической и авиационной техники. В ряде случаев делались пректно-компоновочные проработки с оценкой массово-габаритных характеристик /компоновки ракетных ступеней, орбитальных самолётов, космических буксиров, КА и др./.

Такое расчленение энерго-массово-габаритных моделей позволило использовать статистические данные по массам отдельных элементов и систем /относительный вес топливных отсеков, двигательных установок, вес квадратного метра поверхности конструкции орбитальных самолётов и др./.

Анализ этих статистических данных показал существенную значимую несимметрию распределения отклонений этих параметров от их средних значений. Природа такой несимметрии распределения связана с существованием физических ограничений на ряд параметров /минимальных вес конструкции по условиям прочности, теоретический предел по максимальной удельной тяге и др./ /прим.: В основном принцип – «сделать хуже легче, чем лучше»./. Была разработана математическая модель построения регрессионных зависимостей не по средним /математическое ожидание/, а по модальным значениям /наиболее вероятным/ и несимметричная оценка отклонений σ- и σ+.

По этим исходным данным оценивались модальные значения и предельные отклонения выходных параметров /масса изделия, запас характеристической скорости, оценки значений относительной полезной нагрузки и др./.

На этом же принципе несимметричных распределений разрабатывались и модели стоимости разработки, изготовления и эксплуатации систем выведения и КА.

Наряду с этим решался большой комплекс задач по оптимизации основных проектных параметров транспортных систем /тяговооружённость ракетных блоков, распределение масс по ступеням, масса теплозащиты, программа управления и др./.

По результатам проведённых исследований в 1974 г. был выпущен итоговый отчёт шести ведущих НИИ, который обсуждался на заседаниях межведомственного НТС.

В результате работ были определены оптимальные значения полезной нагрузки различных вариантов МТКС в зависимости от грузопотока Земля-орбита /число пусков/.

Были рассмотрены пути развития и совершенствования многоразовых транспортных космических систем – системы с ВРД и ЯРД «большой и малой» тяги.

По результатам проведённых работ были выданы рекомендации по выбору схемы и параметров МТКС /Земля – орбита ИСЗ – Земля/ и многоразовых космических буксиров /низкая орбита ИСЗ – высокая орбита ИСЗ – низкая орбита/ и разгонных блоков /низкая орбита ИСЗ – космос/.

По результатам проведённых исследований были сделаны следующие выводы:

- эффективность многоразовых транспортных систем возрастает с ростом грузопотоков на орбиту и превышает эффективность систем с одноразовыми ракетами лишь при очень больших грузопотоках /более 50 тыс. т на 15-тилетнюю космическую программу/;

- на эффективность космических программ с использованием МТКС существенно сказывается возможность возвращения на Землю космических объектов для их ремонта и повторного использования, а также ремонта и восстановления их ресурса на орбите /заправка компонентами, замена блоков и др./;

- размерность МТКС /большой и малый орбитальный самолёт/ мало сказывается на эффективности, а определяется требованиями к габаритам и массе доставляемых на орбиту и возвращаемых на Землю грузов;

- дальнейшие пути развития и повышения эффективности комплекса средств МТКС связаны с использованием:

- воздушно-реактивных ДУ на первых ступенях;

- электро-реактивных ДУ малой тяги для межорбитальных буксиров /выведение на стационарные орбиты, полёты к Луне и планетам/;

- комбинированных ВРД и ЖРД, позволяющих создание одноступенчатых крылатых МТКС.

По результатам проведённых работ было показано, что МТКС первого этапа /типа «ЭНЕРГИЯ-БУРАН», «СПЕЙС ШАТТЛ»/ не дают, как ожидалось, существенных экономических преимуществ при реализации даже весьма интенсивны и совершенных космических программ /унифицированные и комплексированные КА/, поэтому их целесообразно рассматривать в основном как средства совершенствования и прогресса систем выведения и средств транспортных межорбитальных операций.

После закрытия в 1974 г. исследований по комплексу Н-1 Л-3, работы по созданию многоразовой ракетно-космической системы вновь мобилизовали отечественную ракетно-космическую и авиационную промышленность и подняли её на новую ступень в части освоения авиа-ракетно-космических технологий, конструкционных и теплозащитных материалов, создания мощны реактивных двигателей, криогенной кислородно-водородной техники, высокоточных систем управления и пр.

В отличие от МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ» была создана эквивалентная, не только многоразовая система, но и сверхтяжёлый носитель /ракетный комплекс «ЭНЕРГИЯ-БУРАН»/.

К сожалению, эти работы, как и работы по комплексу Н-1 Л-3, были прекращены, но уже по другим, не техническим причинам.

Созданием МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ» и «ЭНЕРГИЯ-БУРАН» были заложены научно-технические и технологические предпосылки для проведения проектных исследований и разработок в части создания новых более совершенных и эффективных МТКС.

Среди проектных исследований и разработок последних лет особое место занимают проблемы создания многоразовых одноступенчатых носителей вертикального взлёта и посадки /МОН ВВП/.

Вопрос о возможности создания такой МТКС рассматривался ещё в начале 70-х годов как у нас, так и за рубежом. В 1972-1975 гг. в НПО «Энергия» под руководством К.П. Феоктистова были проведены проектные разработки МОН ВВП с ЖРД на компонентах Н2+О2. Известны аналогичные зарубежные проекты – в 1970 г. проект системы «БЕТА» ФРГ /МОН ВВП с многодвигательным ЖРД с общим сопловым аппаратом с центральным телом/.

В 190-95 гг. фирмой Мак-Доннел-Дуглас в США проведены проектные разработки  одноступенчатого многоразового носителя вертикального взлёта и посадки Дельта-Клиппер /ДС-У/ со стартовым весом /460т/ и полезной нагрузкой:

- 4,6 т на низкой /200 км/ полярной орбите ИСЗ;

- 9 т на экваториальной орбите.

Разработчики этой МКС широко пропагандировали идеи «авиационного» типа обслуживания такого носителя:

- старт без традиционного стартового стола /с плоской площадки/;

- мягкая реактивная посадка на эту же площадку;

- быстрый цикл межполётного обслуживания /10 суток/, с малым количеством обслуживающего персонала /10 человек/;

- мобильные заправочные средства криогенными топливными компонентами /Н2+О2/;

- мобильный комплекс технического обслуживания и управления полётом.

В 1993-95 гг. на полигоне Уайт-Сендз /авиабаза ВВС США/ был успешно проведён комплекс лётных испытаний /8 пусков/ демонстратора /стартовый вес 19 т/ ДС-Х носителя Дельта-Клиппер [7], для отработки взлёта, предпосадочных аэродинамических манёвров в атмосфере /h=1-2,5 км/, мягкой реактивной посадки и принципов и технологии «авиационного типа» обслуживания /техническое межполётное, стартовое управление полётом и посадка/.

Разработчики МОН Дельта-Клиппер /наряду с указанными выше особенностями этого типа ЛА/ отмечают возможность его самотранспортировки и использования для транспортно-пассажирских перелётов любой глобальной дальности [7].

В рамках проводимых РКА межведомственных научно-исследовательских и экспериментальных работ /НИЭР/ по теме «Орёл» в 1993-94 гг. в ЦНИИМаш /с участием КБ «Салют», ЦАГИ и НПО «Молния»/ был проведён комплекс проектных исследований по проблеме создания МОН ВВП.

В проектных исследованиях ЦНИИМаш рассмотрен МОН ВВП-ЦН со стартовым весом Gо=600 т и полезной нагрузкой Gпн=6÷12 т на низкой круговой орбите ИСЗ с h=200км в зависимости от наклонения орбиты, схемы выведения и типа ДУ. В проектных разработках КБ «Салют» /МОН «Бумеранг»/ рассмотрен МОН ВВП со стартовым весом Gо=1000т и полезной нагрузкой Gпн=10-12 т, а также демонстратор с трёхкомпонентным ЖРД РД-700 /G0=135т; Gпн=2т/.

Кардинальной трудностью создания МОН ВВП является чрезвычайно высокая энергомассовая напряжённость. Для выведения на низкую орбиту ИСЗ требуются затраты характеристической скорости Vx=9-9,5км/с, а ещё дополнительно требуется как минимум запас Vх=250-500 м/с на орбитальные манёвры – довыведение на рабочую орбиту, разведение или обслуживание системы ИСЗ, сближение и стыковку с орбитальной пилотируемой станцией /ОПС/ и, наконец, на реактивную мягкую посадку. В этом случае на полезную нагрузку, конструкцию МОН /топливные отсеки, силовую конструкцию, ДУ, оборудование и др./, теплозащиту, даже при использовании наиболее экономичных ЖРД на компонентах Н2+О2, остаётся всего 11-13% от стартового веса. Такой малый лимит на «сухой вес» делает проблему создания МОН ВВП весьма сложной.

В проектных исследованиях ЦНИИМаш рассмотрены возможные пути снижения энергомассовой напряжённости МОН ВВП:

- предложена суборбитальная схема выведения /«вырожденная» двухступенчатая система/, позволяющая примерно для 70-80% полётов /не требующих обслуживания КА на орбите и стыковок с ОПС/ перенести на отделяемую на высоте 80-100км орбитальную ступень затраты Vх на орбитальные манёвры;

- использование трёхкомпонентных ЖРД /УВГ+Н2+О2/, позволяющие существенно понизить объём и, следовательно, вес топливных отсеков за счёт меньшего запаса жидкого водорода /до 3-4% от веса рабочего тела/;

- выбор рациональной для МОН ВВП компоновки /ненесущие баки/ и силовой /стержневой/ конструкции межбаковых отсеков;

- снижение веса теплозащиты при прогреве конструкции до 300-4000С;

- применение лёгких и высокопрочных материалов /алюминиево-литиевых сплавов для баков, материалов с высоким модулем упругости для силовой конструкции – бериллиевые славы, бороволокнистые композиты/.

Наряду с этим отмечается эффективность и целесообразность использования эжекции воздуха выхлопной струёй ДУ с дожиганием топлива при полёте в плотных слоях атмосферы. Для снижения высотных потерь ЖРД и снятия проблемы донного давления /потери тяги и её пульсации, имевших место для носителя Н-1/ рассмотрена возможность использования ДУ  с соплом с центральным телом.

Реализация указанных мероприятий позволит существенно снизить энерго-массовую напряжённость и облегчить создание МОН ВВП.

По отзывам специалистов, проекты МОН ВВП демонстрируют предельные технические возможности баллистических ракетных комплексов с ЖРД. Их разработка и создание не требуют решения каких-либо фундаментальных научно-технических проблем /разработка нового типа ДУ, материалов, технологий и пр./ и могут быть реализованы в настоящее время при «аккуратном и умелом» использовании современных достижений в области проектирования и конструкции двигателестроения и технологии ракетно-космической и авиационной техники.

Из перспективных направлений следует отметить проводимые в России /ТУ-2000/ и США /NASP/ разработки одноступенчатых МТКС горизонтального /самолётного/ старта и посадки, с комбинированной двигательной установкой /ВРД+ЖРД/. Одной из основных проблем создания такой МТКС является экспериментальная отработка и создание ключевого элемента КДУ – гиперзвукового прямоточного двигателя /ГПВРД/. Лидирующее положение в проектных исследованиях в экспериментальных разработках ГПВРД занимает Россия /лётные испытания ЦИАМ экспериментальных крупномасштабных ГПВРД на зенитных ракетах/.

На авиационных салонах 1995г. в г. Жуковском и Ла-Бурже на стендах и макетах демонстрировались работы ЦНИИМаш, НПОМаш и ЦИАМ /Россия/ по дальнейшей лётной отработке ГПВРД на экспериментальном аэробаллистическом комплексе «Стрела» /ракетный ускоритель + планирующий гиперзвуковой ЛА/ на режимах полёта с числами М от 15 до 3 на высотах от 50 до 30 км.

Приведены возможные энергомассовые характеристики, с оценкой их достоверности, МТКС с различными вариантами КДУ. Наибольшую «гарантированную весовую отдачу» /Gпг=0,05/ можно ожидать для МТКС с наиболее полным составом КДУ /ТРДД + ПВРД + ГПВРД + ЖРД/.

Значительный интерес среди проектных разработок 1990-95 гг. представляют проекты многоразовых аэрокосмических систем /МАКС/ - ракетно-космических комплексов, стартующих с самолёта-носителя.

На авиационных салонах в Ла-Бурже /Франция/ и Жуковском /Россия/ в 1993-95 гг. демонстрировались макеты МАКС разработки НПО «Молния» /Россия/ с одноступенчатым ракетно-космическим комплексом /РКК/ с трёхкомпонентным ЖРД РД-700 НПО «Энергомаш» /Россия/, стартующим с самолёта-носителя АН-225 «Мрия» ОКБ им. О.К. Антонова /Украина/. Лётно-технические и технико-экономические характеристик этой МАКС приведены в [2].

Использование дозвукового самолёта-носителя позволяет снизить энергозатраты РКК /характеристические скорости на Vх=400-450м/с за счёт начальной скорости /V=200м/с/ и высоты полёта /h=8-10 км/. Ещё больший энергетический выигрыш можно получить при старте РКК со сверхзвукового самолёта-носителя.

В настоящее время в НПО «Радуга» АНТК им. А.Н. Туполева /Россия/ совместно с фирмой ОМВ System /ФРГ/ разрабатывается одноразовый двухступенчатый авиационно-космический комплекс /АКК/ «Диана-Бурлак», стартующий со сверхзвукового самолёта-носителя ТУ-160. Использование сверхзвукового самолёта-носителя позволяет существенно снизить энергозатраты РКК /на Vх=0,7-1 км/с/.

На основе проектно-конструкторских разработок АКК «Диана-Бурлак» в ЦНИИМаш в 1995 г. проведены проектные исследования и разработаны предложения по созданию двухступенчатой полностью многоразовой аэрокосмической системы /МАКС-2/ авиационного старта с самолёта-носителя ТУ-160.

В основу конструкции первой крылатой ракетной ступени положена первая ступень АКК «Диана-Бурлак». В качестве второй ступени также предполагается использование доработанной второй ступени этого комплекса.

Крылатая первая ступень с пристыкованной второй подвешивается под фюзюляжем сверхзвукового самолёта-носителя ТУ-160. Консоли крыла первой ступени с элеронами раскладываются после уборки шасси самолёта-носителя. Первая ступень имеет складывающееся хвостовое оперение /киль/ и выпускаемое 3-х колёсное шасси для посадки ступени на взлётно-посадочную полосу аэродрома. Вторая ступень имеет аэродинамические щитки для балансировки и систему мягкой реактивной посадки /на маршевом ЖРД/ на выдвижные опоры-шасси.

Самолёт-носитель ТУ-160 с подвешенным между стойками шасси и мотогондолами крылатым двухступенчатым ракетно-космическим комплексом /КРКК-2/ взлетает с базового аэродрома и летит на режиме крейсерского /дозвукового/ полёта в направлении района старта КРКК-2. Азимут полёта...

 

 

...После выхода 2-й ступени на низкую круговую орбиту /или суборбиту/ из её грузового отсека отделяется полезная нагрузка: КА или ИСЗ с необходимой для довыведения на расчётную орбиту разгонным ракетным блоком.

После отделения полезной нагрузки и отработки тормозного импульса 2-я ступень входит на первом же витке /носком вперёд/ в плотные слои атмосферы. Используя несущие свойства корпуса, 2-я ступень совершает боковой аэродинамический манёвр /выбор межвиткового расстояния/ для выхода в район аэродрома базирования /старта/. После торможения и потери скорости до дозвуковой 2-я ступень совершает предпосадочный активно-аэродинамический манёвр переворота и зависает днищем вниз на малой высоте ~ 0,5 км.

После почти вертикального парашютирования до высоты около 150 м с активно-аэродинамическим манёвром точного выхода в точку посадки осуществляется при работе маршевого ДУ, мягкая реактивная посадка на выдвижные стойки-шасси.

Для облегчения активно-аэродинамических манёвров 2-й ступени используются аэродинамические рули, а также координатные и управляющие ДУ.

Предполагаемые основные характеристики МАКС-2:

- стартовый /взлётный/ вес /СН+КРКК/ - 275 т;

- начальный /стартовый/ вес КРКК – 36 т;

- полезная нагрузка КРКК /орбита h = 200 км/ - 1,0 т.

1-я и 2-я ступени имеют необходимую теплозащиту для обеспечения режимов аэродинамического торможения и маневров. Максимальные значения температуры несущих поверхностей 1-й и 2-й ступеней не превышают допустимых значений для кварцево-волокнистого теплозащитного материала /ТЗМК/, а для носовых обтекателей и кромок крыла – допустимых значений для углерод-углеродного композитного материала.

Для снижения энергозатрат КРКК-2 целесообразна установка на самолёте-носителе ТУ-160 ракетного ускорителя /ЖРД с тягой Р = 46 т от 1-й ступени АКК «Диана-Бурлак»/, устанавливаемого в хвостовой части самолёта.

При запасе компонентов для ЖРД ускорителя около Gпт = 15 т он обеспечит за время работы t = 100 сек разгон МАКС-2 до скорости, соответствующей числу М = 2, что обеспечит снижение характеристической скорости КРКК на V = 160 м/с и увеличение полезной нагрузки на 20-25 %.

По суммарным затратам рабочего тела целесообразно было бы на эти 15 т увеличить стартовые вес КРКК, однако при этом была бы превышена допустимая величина подвешиваемого под самолёт-носитель /СН/ груза /максимальная допустимая масса полезной нагрузки ТУ-160 – Gпг = 45 т/.

При малой дальности полёта СН в район пуска /L = 2R = 2000 км/ необходимый запас рабочего тела для ракетного ускорителя можно компенсировать за счёт имеющегося резерва веса топлива в баках самолёта.

На различных этапах создания МТКС «Энергия-Буран» и «Спейс-Шаттл» значительное место занимали проектные исследования и разработки многоразовых межорбитальных транспортных аппаратов /МТА/ и одноразовых орбитальных ракетных блоков /ОРБ/ и определения областей их применения [5] при выведении КА на их целевые орбиты /высокие орбиты ИСЗ, полёты к Луне и планетам/.

Рациональные области для различных средств МТКС космических буксиров с ЖРД по стоимости выведения полезного груза составляют:

- операции с затратами ΔVх ≤ 500 м/с /выведение и обслуживание ИСЗ с h = 400-500 км/, для орбитальных самолётов типа «Энергия-Буран», «Спейс-Шаттл», ЛКС, «Гермес»;

- операции с Vх = 3-4 км/с /орбиты с высотой 10-40 т.км, полёты к Луне и ближним планетам, полёты на орбиты спутников Луны/, для МТА;

- операции с Vх > 4 км/с /выведение стационарных ИСЗ с территории СНГ, полёты на орбиты спутников ближних планет, полёты к дальним планетам/, для ОРБ.

Наиболее высокой эффективностью для высокоэнергетических транспортных операций обладают МТА с ДУ м алой тяги /электрореактивные двигатели на солнечной и ядерной энергии/.

На основе МТА с ЯЭРД могут быть созданы эффективные транспортные средства для «челночных операций» - орбита ИСЗ – орбита спутников Луны и марса – в комплексе обеспечения экспедиции на эти небесные тела. Следует отметить, что проекты кораблей экспедиции к Марсу с ЯЭРД рассматривались в ОКБ С.П. Королёва ещё в 1960-65 гг. и в разработках ракетного комплекса Н-1 Л3 в 1968-73 гг. В основу их была положена разрабатываемая в этом же КБ электро-ядерная двигательная установка /РД – 2200/ на термоэмиссионных преобразователях с электрической мощностью Nэл = 2200 кВт.

 

Литература

1. Соловьёв Ц.В. «Работы в СССР по многоразовым транспортным космическим системам /1972-1975 гг./   // Труды XXVII чтений, посвящённых разработке научного наследия и развития идей К.Э. Циолковского /Калуга, 1992 г./, секция «Исследование научного творчества К.Э. Циолковского и история авиации и космонавтики». М., 1994.

2. Лозино-Лозинский Г.Е. Многоразовые системы выведения полезных груов в космос // Проблемы авиационной и космической техники, 1993, №1, С. 7.

3. Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику; ГКРФ по высшему образованию; МГАТУ им. К.Э. Циолковского. М., 1994.

4. Ilyn A.I., Solovyov Ts.V., Khohlushin E.A. Characteristis of aviatin on space rackets // Abstracts of IAC. Moscow, Russia, 1994, P. 34.

5. Davletshin G.Z., Senkevich V.P., Odnovol E.R., Solovyev Ts.V. Polycriterional technical and economical analysis of interorbial transport operations // Abstracts of IAC. Moscow, Russia, 1994, P. 177.

6. Odnovol E.R., Senkevich V.P., Solovyev Ts.V. Metodics and praticle of accurary valuation technical and economics characteristics of multiply reusable space transport systems // Abstracts of IAC. Moscow, Russia, 1994, P. 179.

7. Gaubats W.A. Developing the Delta Clipper for Low Cost Future Space Transportation Systems // Report of IAC. Moscow, Russia, 1994.

8. Burdacov V.P., Iljin F.J., Metlyacov N.A., Solovyov Ts.V. The single stage multiply reusable space rechet system of vertical launch and landing with liquid power plant /mass-energy characteristics/   // Abstracts of IAC. Moscow, Russia, 1994, P. 35.

[Bell]

pkl пишет:

Посторонний пишет:
Но американцы ведь не зря это делают.

С чего Вы решили, что не зря?  

Да, вот интересно - шаттл сделали зря или не зря?

[m-s Gelezniak]

Bell пишет:

pkl пишет:

Посторонний пишет:
Но американцы ведь не зря это делают.

С чего Вы решили, что не зря?    

Да, вот интересно - шаттл сделали зря или не зря?

Хороший воррос после эксплуатации.

[Yutani]

Шаттл вбил один гвоздь в гроб СССР, значит не зря.

[Зомби. Просто Зомби]

Bell пишет:

pkl пишет:

Посторонний пишет:
Но американцы ведь не зря это делают.

С чего Вы решили, что не зря?    

Да, вот интересно - шаттл сделали зря или не зря?

Очень хитроумный вопрос.
Шаттл "завершил" "перевод стрелок" в космонавтике на "демократическую версию".

Это как-то связано с манипулированием поведением масс населения в глобальном масштабе.
Но это не простая "политика", а в полном смысле слова "психотронная технология".

С тех пор космонавтика, прежде всего и в особенности, стала совершенно "нерациональной", но лишь на первый взгляд.
В сущности и с Фау-2 "история тёмная" в этом аксепте, в некоторых местах.

Естественно, не сама космонавтика - "психотронная технология", но она некоторым образом "встроена в систему", и, видимо, занимает некое важное место в ней, ну, например, заведомо, в формировании мифологических основ современного общественного сознания и коллективного бессознательного.

И соответственным образом, исходя именно из этой задачи и модерируется.

И бесполезно тут пытаться понять, успешно или не успешно, не понимая самой основы данного действия, сиречь "задач и методов".
А вот про них вам точно никто и никогда не расскажет.

[Александр Ч.]

pkl пишет:
Я как то постил здесь уже свои выписки из одной книжки в библиотеке.

В теме про АКС не логичнее бы смотрелось?

PS Ждем когда Маск "додумается" на кузнечике топливо поменять

[Apollo13]

Александр Ч. пишет:
 PS Ждем когда Маск "додумается" на кузнечике топливо поменять    
               
                  

"Только на водку!" (с) поручик Ржевский

[pkl]

Александр Ч. пишет:

pkl пишет:
Я как то постил здесь уже свои выписки из одной книжки в библиотеке.

В теме про АКС не логичнее бы смотрелось?

PS Ждем когда Маск "додумается" на кузнечике топливо поменять  

Могу продублировать. Или ссылку отсюда повесить. Но... какая, в сущности, разница? Просто я считаю, что у МТКС нет будущего. А простыню эту повесил, чтобы сослаться на мнение авторитетов.