курсовые,контрольные,дипломы,рефераты
Ростопчин Владимир Васильевич, Клименко В.И., ООО “Техкомтех”
Авиационные ракетно-космические системы приобретают все большую популярность по нескольким причинам. Одна из них: возможность перенести площадку старта космического разгонщика в нужное место и сэкономить на инфраструктуре. Вторая: возможность использования боевых ракет в качестве космических разгонщиков для выведения полезной нагрузки в космос. И в том и в другом случаях предполагается использование существующих самолетов для размещения космического разгонщика. Возникает вопрос - какую систему выбрать, какими критериями оценки при этом руководствоваться?
Часть 1. Современные самолеты-носители и самолеты-разгонщики
В рамках настоящей статьи целесообразно принять следующее пояснение к используемой терминологии:
- ракетно-космическая система (РКС): ракета - космический разгонщик с полезной нагрузкой, контейнером и другим оборудованием, обеспечивающим функционирование РКС;
- самолет-носитель (СН) авиационной ракетно-космической системы (АРКС): самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданными значениями высоты и скорости полета. Как правило, самолеты-носители являются дозвуковыми бомбардировщиками или транспортными самолетами, которые позволяют, главным образом, увеличить высоту старта ракеты (до 12000 м) при относительно небольших величинах скорости полета (800..850 км/ч) [1];
- самолет-разгонщик (СР) АРКС: самолет, обеспечивающий размещение РКС на внешней подвеске или на борту самолета и доставку ее в точку старта с заданным значением высоты и сообщающий ракете при отделении некоторый уровень кинетической энергии. Самолеты-разгонщики обычно являются сверхзвуковыми бомбардировщиками или специально созданными самолетами, которые позволяют в широком диапазоне по скорости и углу тангажа осуществлять отделение РКС, выполняя роль своеобразной возвращаемой первой ступени [1].
Способ отделения РКС от СН (СР) может оказывать существенное влияние на эффективность применяемой РКС. Однако, сам способ отделения РКС от СН (СР) определяется компоновочными возможностями самолета [1].
Применение АРКС до настоящего времени пока еще не вышло за рамки экспериментально-исследовательских работ [1, 2, 3], поэтому, приводимые разработчиками, основные данные элементов и систем в целом постоянно меняются.
Особенности и различия, существующих и разрабатываемых АРКС определяются, прежде всего, характеристиками транспортного или боевого самолета, способного обеспечить после относительно небольших доработок транспортировку и старт РКС. В настоящее время в качестве СН АРКС рассматриваются: бомбардировщик B-52G (L-1011) и Ан-124, а как самолет-разгонщик (СР): Ту-160. Основные характеристики самолетов [4, 5] приведены в табл.1:
Таблица 1
| Параметры | ЛА | ||
| B-52G | Ан-124 | Ту-160 | |
| Нормальная взлетная масса, кг | 221357,0 | - | - |
| Максимальная взлетная масса, кг | 229066,0 | 405000,0 | 275000,0 |
| Практический потолок, м | 16750,0 | >13000,0 | 18000,0 |
|
Максимальная скорость, км/ч (М) Н=6100 м Н>11000 м |
1070,0 (0,95) 1014,0 (0,95) |
- - |
- 2230,0 (2,21) |
| Крейсерская скорость, км/ч | 909,0 (Н=11000) | 800,0…850,0 (Н=11000) | - |
| Максимальная полезная нагрузка, кг | 27216,0 | >150000,0 | 45000,0 |
| Тяговооруженность | 0,28 | 0,23 | 0,36 |
| Размещение РКС | на внешней подвеске | в фюзеляже | на внешней подвеске |
Место размещения РКС и ее масса определяются компоновкой применяемого самолета. Например, разместить на самолете B-52G РКС массой более 20 т на специальном балочном держателе, расположенном на крыле, сложно [2]. Габаритные размеры ракетно-космической системы и особенности фюзеляжа самолета не позволяют разместить ее в фюзеляжном отсеке без существенной переделки самолета. Размещение РКС на внешней подвеске потребовало перейти к применению РДТТ вместо ЖРД. Это обусловлено затруднениями с обеспечением необходимых климатических условий для транспортировки РКС с ЖРД.
Особенности известных программ АРКС Программа “Пегас”
В этой АРКС самолетом-носителем является доработанный вариант стратегического дозвукового бомбардировщика В-52G [8,2,9] (или L-1011). Самолет-носитель доставляет РКC на высоту 12000 м. В горизонтальном полете на скорости, соответствующей числу М=0,8 осуществляется сброс РКС “Пегас”. После отделения РКС осуществляет управляемый полет со снижением в течение 5 с до момента запуска РДТТ первой ступени [7]. Через указанное время происходит запуск маршевого двигателя и РКС переводится в полет с кабрированием и поперечной перегрузкой 2,5. Управление РКС на стартовом участке траектории до запуска двигателя первой ступени обеспечивает хвостовая юбка. Хвостовая юбка состоит из двух половинок, плотно охватывающих сопло первой ступени и сложенные хвостовые рули управления.
Под верхней половиной юбки располагаются силовые приводы рулей управления. РКС имеет ограничение по скоростному напору (q=45,5 кН/м2). На высоте 63 км РКС достигает скорости, соответствующей числу М=8,7. После выгорания топлива первой ступени она отделяется и включается РДТТ второй ступени, обеспечивающий выведение РКС на высоту до 168 км и разгон до скорости 5,4 км/с. На высоте 112 км происходит сброс носового обтекателя и начинается баллистическая фаза полета. В конце баллистической фазы РКС выходит на высоту 463 км. Затем включается двигатель третьей ступени. В общей сложности после 534 с полета после отделения от СН обеспечивается выведение ракетно-космической системой полезной нагрузки массой 270…410 кг на круговые орбиты высотой 463 км и различными наклонениями при скорости 7,6 км/с.
Первые полеты с РКС были выполнены в 1989 г. За время с 1989 г. система претерпела ряд изменений:
- модифицирована РКС и самолет-носитель заменен на L-1011. РКС “Pegassus-XL” с массой полезной нагрузки до 480 кг и общей массой РКС 23,6 т;
- модифицирована РКС “Pegassus-XLS” с массой полезной нагрузки до 800 кг и общей массой РКС 38,6 т;
- модифицирована РКС “Pegassus-Turbo” с массой полезной нагрузки 1020 кг, общей массой РКС 32,0т.
РКС стала четырехступенчатой: в дополнение к имеющимся РДТТ устанавливаются два ТРДФ. ТРДФ работают 1800…1900с. Начальные условия полета с ТРДФ Н=11,5 км, М=0,8, конечные условия Н=30 км, М=4,0 [9,3].
Проект “Воздушный старт”
Ограничения по массе выводимой полезной нагрузки в проектах типа “Пегас” и наличие современного транспортного самолета Ан-124 послужили отправной точкой для создания АРКС “Воздушный старт” [8]. Грузоподъемность самолета обеспечивает транспортировку к точке старта РКС “Полет” массой до 80 т. При этом предполагается вывод полезной нагрузки от 2020 до 2690 кг в зависимости от наклонения на круговую орбиту высотой 200 км. Основные параметры РКС “Полет” приведены в табл.2.
Проект “Воздушный старт” имеет отличительные особенности в способе отделения РКС от СН. РКС размещается в грузовой кабине самолета-носителя головной частью против полета (донной частью вперед). Перед десантированием РКС производится сброс давления в грузовой кабине и открытие грузового люка. Десантирование РКС может осуществляться двумя способами: из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и в составе транспортно-пусковой платформы (ТПП).
При десантировании РКС из ТПК в объеме контейнера за донной частью РКС создается избыточное давление (примерно 10132 Н/м2), осуществляется расцепка механизмов крепления РКС, контейнера и осуществляется ее выброс из грузовой кабины самолета-носителя со скоростью 20…25 м/с. При этом относительный угол тангажа РКС составляет примерно 0о, а угол атаки -180о (РКС движется донышком вперед по потоку). В момент выхода РКС осуществляется ввод в действие стабилизирующего парашюта. Он не только обеспечивает создание необходимой продольной перегрузки, но и участвует в развороте РКС на некоторый угол тангажа.
Основные параметры РКС “Полет”
Таблица 2
| № п/п | Параметр | Значение |
| Массовые характеристики | ||
| 1 | Стартовая масса, кг | 80000,0 |
| 2 | Рабочий запас топлива блока первой ступени, кг | 46500,0 |
| 3 | Конечная масса блока первой ступени, кг | 58000,0 |
| 4 | Рабочий запас топлива блока второй ступени, кг | 23000,0 |
| 5 | Конечная масса блока второй ступени, кг | 2850,0 |
| 6 | Масса головного обтекателя, кг | 800,0 |
| Характеристики маршевой двигательной установки | ||
| Блок первой ступени | ||
| 7 | Компоненты топлива | Жидкий О2+СПГ |
| 8 | Маршевые двигатели | 4 х РД – 0143А |
| 9 | Тяга в вакууме, кН | 4 х 343.35 |
| 10 | Удельный импульс тяги в вакууме, с | 360,0 |
| Блок второй ступени | ||
| 11 | Компоненты топлива | Жидкий О2+СПГ |
| 12 | Маршевый двигатель | РД – 0143 |
| 13 | Тяга в вакууме, кН | 343,35 |
| 14 | Удельный импульс тяги в вакууме, с | 370,0 |
| Энергетические возможности ракетно-космической системы | ||
| 15 | Масса ПН на круговой орбите Нкр=200, I=90о, кг | 2020,0 |
| 16 | Масса ПН на круговой орбите Нкр=700, I=90о, кг | 1161,0 |
| 17 | Масса ПН на круговой орбите Нкр=1500, I=90о, кг | 1110,0 |
| Габаритные размеры ракетно-космической системы | ||
| 18 | Длина, м | 24,0 |
| 19 | Диаметр блоков первой и второй ступеней, м | 3,0 |
| 20 | Диаметр головного обтекателя, м | 2,7 |
| Ограничения | ||
| 21 | Максимальный скоростной напор, Н/м2 | 11772,0 |
| 22 | Максимальная поперечная перегрузка, ед. | 4,5 |
| Показатели надежности | ||
| 23 | Надежность | 0,99 |
Через 6 с после начала десантирования РКС (за это время РКС успевает развернуться относительно своего центра масс до требуемого угла тангажа) производится запуск маршевой двигательной установки и отстрел стабилизирующего парашюта со связями. При десантировании РКС в составе ТПП после открытия грузового люка сначала вводится в действие вытяжная парашютная система (ВПС). При достижении заданного тягового усилия от ВПС происходит автоматическое открытие удерживающих замковых устройств и РКС на ТПП вытаскивается из грузовой кабины самолета. В начале перемещения РКС с ТПП относительно грузовой кабины самолета происходит расстыковка связей РКС с бортом самолета. После отделения ТПП с РКС и разворота на заданный угол тангажа по команде от бортовой системы управления РКС производится отделение ТПП с парашютом от РКС и запуск ее маршевой ДУ.
В обоих вариантах десантирования перед началом процесса десантирования РКС самолет-носитель осуществляет маневр в вертикальной плоскости “горка”. Процесс десантирования начинается в момент завершения маневра при поперечной перегрузке близкой к 0,1. Это уменьшает силы трения при движении РКС относительно пола грузовой кабины самолета. В последнее время рассматривается ракета “Штиль-3А” вместо ракеты “Полет”.
Проект “Бурлак - Диана”
При разработке требований к АРКС “Бурлак - Диана” разработчики проекта руководствовались основными принципами [10,11]:
минимальные затраты при создании системы;
минимальные сроки создания системы;
наибольшая эффективность применения.
Реализовать подобную, в значительной степени противоречивую, совокупность принципов возможно только в том случае, если использовать наиболее эффективные и готовые, реально существующие элементы АРКС: самолет-разгонщик и РКС.
В качестве СР выбран доработанный вариант самолета Ту-160 [5]. Этот самолет является единственным в мире, способным выйти на сверхзвуковой режим полета с РКС на внешней подвеске. Доработанный самолет теряет качество тяжелого бомбардировщика-носителя стратегических крылатых ракет большой дальности.
На СР подвешивается РКС “Бурлак”, которая представляет собой двухступенчатый аналог (по общей массе и массе полезной нагрузки) РКС “Пегас-турбо”. Основные данные вариантов РКС “Бурлак” приведены в табл.3. Основной особенностью АРКС “Бурлак-Диана” является возможность пуска РКС на дозвуковом режиме полета самолета по типу проекта “Пегас”.
Таблица 3
| Описание | ||||
| Конструкция | МКБ “Радуга” | |||
| Обозначение | “Бурлак” | “Бурлак-М” | “Бурлак-Диана” | |
| Проект | 1991 | 1994 | ||
| Система управления | инерциальная | |||
| Органы управления | газовые рули | |||
| Геометрические и массовые характеристики | ||||
| Длина, м | общая | 15,3 | 20,2 | 22,5 |
| I ступени | 10,5 | |||
| II ступени | 5,5 | |||
| Размах крыла, м | 5,2 | 5,0 | ||
| Размах оперения, м | 4,7 | 4,7 | 1,9 | |
| Диаметр корпуса, м | 1,3 | 1,6 | 1,6 | |
| Стартовая масса, кг | общая | 20000,0 | 32000,0 | 28500,0 |
| I ступени | 18000,0 | |||
| II ступени | 9400,0 | |||
| Масса пустой, кг | I ступени | 1800,0 | ||
| II ступени | 900,0 | |||
| Силовая установка | ||||
| Двигатель | I ступени | ЖРД Р0.201 (РД-0244) | ГПВРД |
ЖРД Р0.201 (РД-0244) |
| II ступени | ЖРД Р0.202 (РД-0242) | |||
| Тяга двигателя, кгс (кН) | I ступени | 46000,0 | 46000,0 (451,0) | |
| II ступени | 10000,0 (98,0) | |||
| Время работы, с | 336,0 | |||
| Топливо ЖРД | гидразин (UDMH) | |||
| Окислитель | азотный тетроксид N2O4 | |||
| Летные данные | ||||
| Скорость пуска, км/ч (М=) | Н=9-11 км | (0,8) | ||
| Н=12-13 км | 1700 (1,7) | |||
| Высота орбиты, км | круговой | 200-1000 | ||
| эллиптической | 200 x 8500 | |||
| Наклонение орбиты, град | 0-90 | |||
| Полезная нагрузка | ||||
| Тип | Легкие ИСЗ | |||
| Габариты, м | 1,9(1,3)x1,2x1,2 | 1,9x1,2x1,2 | 3,5x1,4 | |
| Объем, м3 | 1,6-1,75 | |||
| Вес ПН, кг | круговые полярные орбиты (h=200 км) | 300-700 | 300-700 | 775 |
| круговые экваториальные орбиты (h=200 км) | 500-700 | 1100 | 1100 | |
| круговые полярные орбиты (h=1000 км) | 150 | 550 | ||
| круговые экваториальные орбиты (h=1000 км) | 220 | 825 | ||
| эллиптические полярные орбиты | 150 | |||
| эллиптические экваториальные орбиты | 220 | |||
После отделения РКС от самолета происходит раскладка киля, отделение заднего обтекателя, наддув баков и стабилизация полета с помощью автономной гидросистемы.
Через 5 с после отделения от самолета производится запуск первой ступени и перевод гидросистемы на работу от ЖРД. В течение 15 с производится формирование начального участка траектории полета РКС. В течение 130 с производится увеличение скорости и набор высоты. После набора высоты 30…40 км происходит переход на газодинамическую стабилизацию и выключение первой ступени. Затем производится первое включение второй ступени и осуществляется полет по расчетной траектории с набором высоты продолжительностью 60..110 с. При достижении заданных параметров полета производится выключение двигательной установки второй ступени и осуществляется пассивный баллистический полет с периодической коррекцией углового положения.
Продолжительность пассивного полета составляет от 100 до 3000 с. Затем, в течение 20…50с производится включение и перевод второй ступени на заданную орбиту, доразгон до заданной скорости и ее выключение. После этого производится отделение полезной нагрузки и перевод второй ступени сначала на орбиту с сокращенным временем существования, а затем в полет по траектории схода.
Таким образом, приведенные данные показывают, что основное отличие проектов АРКС заключается в способе отделения РКС от самолета-носителя (самолета-разгонщика). В свою очередь, способ отделения РКС в значительной степени определяется типом используемого СН и его возможностями по размещению РКС.
Более совершенным и дешевым вариантом АРКС на базе Ту-160 является система, использующая боевую ракету “Штиль – 3А”. В этом случае появляется возможность экономии не только материальных ресурсов, но и времени. В этом варианте АРКС осуществляется реализация старта РКС на сверхзвуковом режиме полета.
Анализ данных открытой печати, специальных изданий и отдельных публикаций позволил сделать следующие выводы:
1. Ни один из существующих проектов АРКС, в силу различных причин, не является результатом выполнения целевых поисковых научно-исследовательских работ.
2. Энергетические возможности АРКС в значительной степени зависят от уровней потерь на характерных участках траектории полета РКС.
3. Тип используемого самолета и его летно-технические характеристики с РКС на борту оказывают определяющее влияние на условия старта РКС и показатели транспортной эффективности АРКС: максимальную абсолютную (относительную) массу выводимой полезной нагрузки или максимальную высоту круговой орбиты в целом.
Список литературы
Кобелев В.Н., Милованов А.Г., Волхонский А.Е. Введение в аэрокосмическую технику/Под ред. проф. д.т.н. В.Н. Кобелева.-М.: МГАТУ, 1996.-267 с.
НОВОСТИ ЗАРУБЕЖНОЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ, Серия: АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНАЯ ТЕХНИКА. Крылатая авиационная ракета-носитель “Пегас”. ЦАГИ имени проф. Н.Е.Жуковского, № 20, 1989, стр. 22-29.
Flight International, 9-15/IV 1997, vol. 151, № 4569, pg. 23.
Tachenbuch der Luftflotten 1983/84/ Warplanes of the World. Bernard & Graefe Verlag, Koblenz, 1983.-560 pg.
Зуенко Ю.А., Коростелев С.А. Боевые самолеты России.-М.: Элакос, 1994.-192 с.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Патент RU № 2026798 кл. 6 В 64 D 5/00, F 42 В 15/00. Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом.
Летающий космодром. “Наука и жизнь”, №11, 1999г.-с. 49.
Air et Cosmos, 11/VI 88 № 1194, рg.18.
Исследование технических, эксплуатационных и производственных аспектов концепции ДИАНА-БУРЛАК. МКБ “Радуга”, 1994.
Аванпроект АКК “Бурлак”. Информационно-управляющая система. О-42842 ГосНИИАС, 1992.
Для подготовки данной работы были использованы материалы с сайта http://www.sciteclibrary.ru
Ростопчин Владимир Васильевич, Клименко В.И., ООО “Техкомтех” Авиационные ракетно-космические системы приобретают все большую популярность по нескольким причинам. Одна из них: возможность перенести площадку старта космического разгонщика в нуж
Фонон - квант биологической (клеточной) мембраны
Расчет нижней оценки бюджетных затрат развертывания радиолокационной системы
Логика странно летающих объектов
Технология снижения токсичности автотракторных двигателей
Материалы про гидроавтоматику двигателей
Обоснование низких потребительских свойств гидравлических натяжителей цепи
Автоматизированные поверочные установки: какими они должны быть
Водородная авиация
Автомобиль и ноосфера
Технология улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетов
Copyright (c) 2024 Stud-Baza.ru Рефераты, контрольные, курсовые, дипломные работы.