![[personal profile]](https://www.dreamwidth.org/img/silk/identity/user.png){kind=small}
stailker
В. Л. ЯСТРЕМСКИЙ, Д. А. ПОПОВ, О. Я. КОМАЧЕНКО, А. В. АКСЕНЕНКО, Д. С. КАЛИНИЧЕНКО, С. В. СЕНЧАКОВА
ГП «Конструкторское бюро «Южное» им. М. К. Янгеля» Днепр, Украина
Несмотря на большое количество самолетов Ил-76МД, их доработка и адаптация под самолет-носитель затруднительна ввиду отсутствия возможности сотрудничества с разработчиком и изготовителем самолета.
Наибольший интерес представляют самолеты ГП «Антонов». На сегодняшний день существует перспективный проект Ан-188 (рис. 3), который представляет собой модификацию самолета Ан-70 с четырьмя турбореактивными двигателями украинского производства.
По совокупности основных характеристик Ан-188 схожий с Ил-76МД, а по многим превосходит последний. В связи с этим, далее в работе, более детально, в качестве самолета-носителя ракет космического назначения будет рассмотрен Ан-188.
Ан-178 (рис. 4) перспективный средний транспортный самолет с возможностью десантировать грузы и высоким уровнем тактико-технических характеристик.
В настоящее время самолет находится на завершающем этапе испытаний и эксплуатируется в составе парка «Авиалинии Антонова». В скором времени планируется серийный выпуск данного самолета и принятие его на вооружения Воздушных сил Вооруженных сил Украины. Ан-178 ввиду достаточных характеристик и перспектив в будущем, будет проанализирован в качестве самолета-носителя сверхлегких ракет космического назначения. Самолеты Ан-124 и Ан-225 в данной работе не рассматриваются ввиду отсутствия перспективы их модернизации в ближайшее время.
Перспективный легкий транспортный Ан-132 обладает значительно меньшей (~ на 50%) грузоподъемностью и более низкими тактико-техническими характеристиками, по сравнению с Ан-178. Возможность адаптации Ан-132 под самолет-носитель сверхлегких ракет космического назначения требует более детального анализа.
Таким образом, далее рассмотрены два транспортных самолета, Ан-178 и Ан-188 в качестве самолетов-носителей ракет космического назначения в составе авиационно-космического ракетного комплекса.
Проект ГП «КБ «Южное» авиационно-космического ракетного комплекса «Спейс Клипер» (рис. 8) разрабатывался для выведения космических аппаратов на орбиты широкого диапазона высот и наклонений. Комплекс должен был состоять из доработанного самолета-носителя Ан-124-100 «Руслан» с транспортно-пусковой платформой, двух- или трехступенчатой ракеты космического назначения и наземного комплекса.
Для десантирования из самолета-носителя двухи трехступенчатых ракет-носителей массой 36 т и 70 т соответственно, использовалась авиационно-пусковая рама, которая, обеспечивала установку и крепление транспортно-пускового контейнера. В данном проекте рассматривалась схема десантирования с применением вытяжной парашютной системы, которая посредством 3-х пар бугелей, установленных на транспортно-пусковом контейнере и скользящих по направляющим фермы, извлекала контейнер с ракетой из грузовой кабины.
В таблице 1 представлены результаты анализа преимуществ и недостатков рассмотренных выше схем десантирования ракет космического назначения из грузовой кабины самолетов носителей.
По результатам анализа принято решение использовать схему с применением платформы со смонтированной на нее опорной рамой, на которую устанавливается ракета космического назначения.
При этом на полу грузовой кабины самолета-носителя устанавливается система рольгангов, по которым двигается десантируемая платформа, которая извлекается из грузовой кабины самолета-носителя с помощью системы вытяжных парашютов. Более подробно процесс десантирования будет представлен далее.
При десантировании ракеты космического назначения из самолета носителя используется маневр (рис. 9).
На участке 1–2 происходит коррекция параметров полета самолета-носителя (высота, скорость) перед выполнением маневра. На участке 2–3 происходит разгон перед горкой. 3–4–5 участок набора высоты (заход на горку). На участке 5–6 происходит разделение самолета-носителя и десантируемой ракеты космического назначения.
В точке начала маневра режим работы двигателей переводят на повышенный номинальный и самолет из установившегося режима полета начинает пологое снижение с увеличением скорости полета.
На участке разгона подается команда на открытие хвостовой рампы и грузолюка, которое продолжается в течение 40–60 секунд.
По достижении «точки 3» самолет-носитель переводится в набор высоты с нормальной перегрузкой n y ~ 1,6–1,8 с одновременным увеличением угла наклона траектории и уменьшением скорости полета. На этом этапе полета движение осуществляется на углах атаки близких к допустимым.
При достижении, в «точке 4» значений угла наклона траектории θ ~ 20 град. самолет начинает уменьшать нормальную перегрузку n y < 1,0
В этот момент заканчивается открытие рампы и грузолюка, индикаторная скорость снижается до значений V ind = 420 км/ч (максимально допустимая скорость полета с открытой, хвостовой, грузовой рампой) и вводится в действия вытяжная парашютная система.
По истечению ~ 2,5 - 3 секунд после ввода вытяжной парашютной системы происходит наполнение основного купола и создание максимального тянущего усилия.
По достижению максимального значения силы тяги парашюта (при этом перегрузка n y = 0,25) начинается движение платформы с ракетой космического назначения. После выхода платформы оба летательных аппарата начинают двигаться независимо друг от друга.
В рамках проекта «Space Clipper», [9] ГП «КБ «Южное» совместно с ГП «Антонов» проводило проработки, которые показали принципиальную возможность создания самолета-носителя ракет космического назначения на базе транспортного самолета Ан-124-100М, в ходе которых была подтверждена возможность десантировать моногрузы массой до 80 т данным самолетом-носителем при выполнении описанного выше маневра.
В таблице 2 приведены характеристики самолетов Ан-178, Ан-188, Ан-124 и массы десантируемых моногрузов при горизонтальном полете и с выполнением маневра «горка».
Авторами допускается предположение что Ан-178 и Ан-188 способны повторить выполнение маневра «горка» и провести десантирование моногрузов массой большей, чем при горизонтальном полете.
Масса десантируемого моногруза с выполнением маневра «горка» для самолетов Ан-178 и Ан-188 была определена пропорционально максимальной взлетной массе и массе десантируемого моногруза с маневром «горка» самолета Ан-124-100М, и составила 10700 кг для самолета Ан-178 и 29600 кг для самолета Ан-188. С учетом того, что масса десантируемого груза также включает вспомогательное
оборудование, платформу, раму крепления ракеты космического назначения и парашютную систему, была определенна стартовая масса ракеты для Ан-178 и Ан-188, которая составила 9100 кг и 26000 кг соответственно.
Ракета космического назначения, десантируемая с самолета-носителя Ан-178 представляет собой трехступенчатую ракету с последовательным расположением ступеней (рис. 10).
Длина ракеты космического назначения составляет ~ 11,5 м, диаметр – 1 м.
На 1-й, 2-й и 3-й ступенях используются твердотопливные двигательные установки на топливе типа НТРВ. Для управления ракеты космического назначения в полете по каналам тангажа и рыскания используются поворотные управляемые сопла и в канале крена двигательные установки крена. На 3-й ступени установлена жидкостная двигательная установка малой тяги, работающая на высококипящих, самовоспламеняющихся при контакте, компонентах топлива: азотном тетраоксиде (окислитель) и несимметричном диметилгидразине (горючее).
Жидкостная двигательная установка малой тяги предназначена для успокоения, ориентации, стабилизации и управления по каналам тангажа, рысканья и крена 3-й ступени на всех участках полета, а также, обеспечивает коррекцию и доведение параметров орбиты до заданных и увод отработанной ступени с орбиты существования космического аппарата после его отделения.
Десантирование осуществляется на высоте 9000 м с начальным углом наклона вектора скорости к местному горизонту – 6 градусов. С учетом торможения платформы совместно с ракетой системой тормозных парашютов, ее скорость на момент выхода составляет ~ 150 м/с. После выхода платформы с ракетой за край рампы самолета-носителя, происходит отделение системы тормозных парашютов от платформы, при этом вводится в действие купола системы основных парашютов. Система основных парашютов крепится непосредственно к узлам сухих отсеков ракеты. Система основных парашютов тормозит ракету в полете для отделения платформы с рамами. В процессе наполнения куполов системы основных парашютов ракета замедляется, и платформа с рамой отходит от нее. С помощью перецепки строп, ракета занимает требуемое для старта и последующего полета положение, по отношению к местному горизонту. После стабилизации происходит разрыв связей между ракетой и системой основных парашютов, в этот же момент происходит запуск двигателя первой ступени.
Схема размещения ракеты на борту самолета носителя Ан-178 представлена на рис. 11.
Схема десантирования ракеты с грузовой кабины самолета-носителя Ан-178 приведена на рис. 12.
Ракета космического назначения, десантируемая с самолета-носителя Ан-188 представляет собой трехступенчатую ракету с последовательным расположением ступеней (рис. 13)
Длина ракеты космического назначения составляет ~ 17 м, диаметр – 1,5 м.
Схема размещения ракеты на борту самолета-носителя Ан-188 представлена на рис. 14. Схема десантирования ракеты со стартовой массой ~ 26000 кг с грузовой кабины самолета-носителя Ан-188 идентична схеме десантирования ракеты со стартовой массой ~ 9100 кг с самолета-носителя Ан-178.
Для выведения космического аппарата используется схема прямого выведения с пассивным участком после отделения второй ступени. Головной обтекатель отделяется по достижению показателя аэротермического потока ниже 1135 Вт/м 2 , что соответствует требованиям большинства современных космических аппаратов. Отделение обтекателя происходит ближе к концу работы второй ступени. Стоит отметить, что рассмотренные ракеты оснащены верхними ступенями с возможностью увода ступени с орбиты после выполнения программы выведения космического аппарата. Таким образом, жертвуя, энергетическими возможностями ракеты космического назначения с точки зрения массы выводимого космического аппарата на орбиту, выполняются требования по предотвращению загрязнения космического пространства.
Схема выведения космического аппарата десантируемой ракетой космического назначения c самолета-носителя Ан-178 на круговую солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км приведена на рис. 15.
Результаты баллистических расчетов по выведению космических аппаратов в широком диапазоне высот круговых орбит (от 220 км до 800 км) с различными наклонениями (i = 0° (экваториальная орбита); 28°; 45°; 51,6° (плоскость орбиты международной космической станции); 70°; 90° (полярная орбита); солнечно-синхронная орбита) приведены в графиках.
Для ракеты космического назначения со стартовой массой ~ 9100 кг, десантируемой с Ан-178 – на рис. 16, и для ракеты космического назначения со стартовой массой ~ 26000 кг, десантируемой с Ан-188 – на рис. 17.
Проведенные исследования подтвердили возможность создания авиационно-космических ракетных комплексов на базе перспективных украинских транспортных самолетов Ан-178 и Ан-188.
Определен облик трехступенчатых твердотопливных ракет космического назначения, стартовые массы, которых составляют ~ 9100 кг для самолета-носителя Ан-178 и ~ 26000 кг для самолета-носителя Ан-188 соответственно.
Для рассмотренных ракет космического назначения проведены оценки энергетических характеристик, по выведению космических аппаратов на низкие круговые и солнечно-синхронные орбиты.
Для ракеты космического назначения десантируемой с самолета-носителя Ан-178 масса выводимого полезного груза на солнечно-синхронную круговую орбиту с высотой 500 км составила ~ 20 кг, на низкую экваториальную орбиту высотой 220 км ~ 100 кг. Для ракеты космического назначения десантируемой с самолета-носителя Ан-188 масса выводимого полезного груза на солнечно-синхронную круговую орбиту с высотой 500 км составила ~ 200 кг, на низкую экваториальную орбиту высотой 220 км ~ 450 кг.
В настоящее время, по данному проекту, активно ведется работа, направленная на повышения энергетических характеристик рассмотренных ракет космического назначения путем улучшения характеристик двигательных установок и повышения массовых характеристик конструкции за счет внедрения перспективных материалов.
Теги
(no subject)
Date: 2019-12-08 01:06 pm (UTC)https://stailker.dreamwidth.org/2269749.html
(no subject)
Date: 2019-12-08 01:07 pm (UTC)https://stailker.dreamwidth.org/2269302.html
(no subject)
Date: 2019-12-09 10:28 am (UTC)(no subject)
Date: 2019-12-13 09:46 pm (UTC)