Материал: Основы проектирования РН Куренков

18.7.1 Старты с расположением ракеты над фюзеляжем

На рис. 18.16 слева представлена схема самолетного старта по проекту «Молния» [39], справа авиационного ракетно-космического комплекса (АРКК) «Свитязь» [89].

Рис. 18.16. Старты с расположением РКН над фюзеляжем

В качестве самолета-носителя используется Ан-225-100 («Мрия»), грузоподъемность которого составляет 250 т. Общий вклад самолёта-носителя в энергетику выведения оценивается выигрышем по идеальной скорости примерно в 600…650 м/с, тогда как собственная скорость Ан-225 при пуске 180 м/с [89].

.Самолёт-носитель, выполняя предстартовый маневр, создаёт наклон траектории около 40 градусов, обеспечивая при этом оптимальный баланс аэродинамических и гравитационных потерь. Наиболее критичными являются этапы безударного отделения ракеты с учётом взаимодействия аэродинамических потоков и возможностью просадки ракеты перед запуском двигательной установки.

18.7.2 Старты с расположением РКН в фюзеляже

Существует несколько проектов размещения ракеты космического назначения внутри фюзеляжа самолета-носителя Ан-124-100ВС «Руслан». Это проекты Волжского филиала РКК «Энергия» и ОАО «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева» и др. [90, 91]. Базовый транспортный самолет Ан-124-100 модифицирован для установки ракеты космического назначения (РКН). На нем устанавливается комплекс технологического оборудования РКН и

416

систем подготовки к пуску. Схема установки РКН на этом самолёте представлена на рис. 18.17, а схема сброса – на рис. 18.18. Слева внизу на рисунке представлена фотография испытаний сброса макета ракеты. Критическим местом проекта "Воздушный старт" также является безопасное отделение ракеты от самолета-носителя.

Рис. 18.17. Схема установки РКН на самолёте Ан-124-100ВС «Руслан»

Рис. 18.18. Схема сброса РКН с самолёта Ан-124-100ВС «Руслан»

18.7.3 Старты с расположением РКН под фюзеляжем

Установка РКН под фюзеляжем самолёта-носителя является предпочтительной, однако особенности конструкции самолётов и

417

расстояние между корпусом фюзеляжа и взлётно-посадочной полосой являются ограничивающими факторами по габаритам ракеты и, следовательно, её грузоподъёмности.

На рис. 18.19 слева показан самолёт Ту-160 с подвешенной под фюзеляжем РКН воздушного базирования (ракета подвешена между двигателями и стойками шасси), а справа - самолёт-носитель Локхид L-1011-100 «Тристар» в момент сброса РКН «Пегас» («Pegasus»).

Рис. 18.9. Старты с расположением РКН под фюзеляжем

На рис. 18.20 слева показано фото самолёта-перехватчика МиГ31, который предназначался ранее для запуска противоспутниковых ракет, а справа - схема старта по проекту МАИ (руководитель профессор Малышев Г.В.).

Рис. 18.20. Самолёт-перехватчик МиГ-31 и схема подвески РКН

Последний комплекс предназначен для запуска малоразмерных КА. Схема противоспутниковой ракеты, модернизированной для запуска малоразмерных КА, представлена на рис. 18.21. Там же приведены её характеристики.

Отличительной чертой данной ракеты является использование комбинированного топлива. В качестве окислителя используется

418

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.

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 сброса20°.

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. 18.21. Компоновочная схема противоспутниковой ракеты

В дальнейшем были разработаны и другие проекты воздушного старта, использующие самолёт-перехватчик МиГ-31, например, проект авиационно-ракетного космического комплекса «Ишим».

18.8. Оценка весовой эффективности воздушных стартов

18.8.1. Постановка задачи

Стартовая масса ракеты-носителя и масса её полезной нагрузки зависят от многих взаимовлияющих факторов: грузоподъёмности дирижабля или самолёта, высоты и скорости их полёта, угла наклона траектории ракеты в момент старта, количества ступеней ракеты, схемы соединения и включения ракетных блоков, используемых

419

компонентов топлива и двигателей, программы изменения угла наклона траектории [41].

Поэтому минимизация начальной массы РН при заданной массе полезной нагрузки или максимизация массы ПН при заданной стартовой массе РН должна проводиться с учётом взаимовлияния элементов технической системы «дирижабль – ракета-носитель» или «самолет – ракета-носитель». Задача минимизации стартовой массы РН осложняется ещё и тем, что на начальных этапах проектирования многие характеристики, которые необходимо использовать в расчетах, окончательно не определены. Поэтому целесообразно иметь методику хотя бы приближённой минимизации стартовой массы РН, которая требовала бы небольшое количество исходных данных.

В качестве критерия весовой эффективности рассматриваемых видов стартов будем использовать стартовую массу РН.

Общая постановка задачи будет такой же, что и при оптимизации стартовой массы РН при наземном старте (см. подраздел 8.3). Разница будет лишь в том, что при воздушных стартах потребная характеристическая скорость меньше, чем при наземном старте.

Поэтому суть методики заключается в определении потребной характеристической скорости Vxпотр для РН, стартующей с Земли,

дирижабля или самолёта, и расчёте массы стартовой массы m0 с учётом оптимального распределения массы РН по ступеням.

18.8.2. Определение потребной характеристической скорости для РН при воздушном старте

Проведём определение потребной характеристической скорости Vxпотр c учётом её экономии в связи с воздушным стартом. Экономия

характеристической скорости возникает, во-первых, из-за старта РН с некоторой высоты и, во-вторых, из-за того, что дирижабль или самолёт летят с определённой скоростью.

В свою очередь, экономия характеристической скорости из-за старта РН с некоторой высоты имеет две составляющие:

- из-за изменения потенциальной энергии РН V1 ;

420