Блоги / Техника и вооружение

5:02 / 29.01.19
Нереализованные проекты: Мировые разработки авиационных космических комплексов «Воздушный старт» (Первая часть)

Технология воздушного старта — запуска ракет с высоты более десятка километров с борта летательного аппарата — разрабатывается учеными с середины прошлого века, но за почти 70 лет более чем из 100 проектов успешными были единицы. В США в 1970-х годах была испытана система воздушного пуска ракеты для поражения спутников с истребителя F-15. Эти испытания увенчались успехом, но работы в дальнейшем были прекращены. [1]

В 1990 году в рамках проекта американских компаний Orbital Science и Hercules Aerospace на орбиту Земли был успешно выведен спутник ракетой-носителем Pegasus, стартовавшей с самолета. В настоящее время это единственная система с воздушным стартом, находящаяся в эксплуатации. В СССР в 1960-1970-х годах разрабатывался проект с воздушным стартом "Спираль". В соответствии с ним предполагалось запустить ракету из гиперзвукового самолета-разгонщика. Однако проект так и не был реализован.

Сегодня мировое научное сообщество вновь возвращается к вопросу практического воплощения технологии воздушного старта.

01.jpg

ГД, ГК ГРЦ имени академика В. П. Макеева академик РАН Владимир Дегтярь / Фото: ГРЦ имени академика В. П. Макеева

Биографическая справка

Владимир Григорьевич Дегтярь (род. 1948) — советский и российский учёный и конструктор, специалист в области морского ракетостроения, генеральный директор и генеральный конструктор Государственного ракетного центра имени академика В. П. Макеева (с 1998 года), член-корреспондент РАН (2008), академик РАН (2016).

Родился 13 сентября 1948 года в поселке Маяк Соль-Илецкого района Оренбургской области.

В 1972 году — с отличием окончил Челябинский политехнический институт, факультет — «Двигатели, приборы и автоматы», по специальности «Летательные аппараты».

С 1972 года и по настоящее время работает в г. Миассе Челябинской области в Конструкторском бюро машиностроения (сейчас это — ОАО «Государственный ракетный центр имени академика В. П. Макеева»), где прошел путь от инженера до генерального директора и генерального конструктора Государственного ракетного центра имени академика В. П. Макеева (с 1998 года).

В 1998 году — защитил кандидатскую диссертацию.

В 2002 году — защитил докторскую диссертацию, было присвоено учёное звание профессора.

Научно-производственная деятельность

Специалист в области создания комплексов морского базирования с баллистическими ракетами подводных лодок и переоборудованных в ракеты-носители БРПЛ для запусков космических аппаратов.

Область научных интересов: прикладная гидродинамика и аэродинамика, машиноведение, механика конструкций из композиционных материалов, материаловедение.

Под его руководством и непосредственном участии созданные морские ракетные комплексы с БРПЛ — основа морских стратегических ядерных сил России, а принятый на вооружение комплекс с БРПЛ «Синева» будет обеспечивать их поддержание и развитие до 2025 года и далее.

Принимал непосредственное участие в разработке и отработке второго и третьего поколений стратегических морских ракетных комплексов с ракетами Р-27У, Р-29, Р-29Р, Р-39, Р-39УТТХ («Барк»), Р-29РМ и их модификаций.

В 1987 году под его руководством подготовлены и выполнены пуски двух ракет с подводной лодки с Северного полюса.

С 1989 по 1998 годы — руководил разработкой, экспериментальной и летной отработкой с погружаемого плавстенда комплекса с ракетой Р-39УТТХ («Барк»), работы по которому были доведены до этапа совместных испытаний с наземного стартового комплекса.

Автор 140 научных трудов, в числе которых 6 монографий, 4 книги, 98 статей, 32 патента.

Общественная деятельность

  • академик Российской академии ракетных и артиллерийских наук (2005)
  • член-корреспондент РАН (2008)
  • академик РАН (2016)
  • член Президиума УрО РАН
  • заместитель председателя Научного совета Российской академии наук по механике конструкций из композиционных материалов
  • главный редактор научно-технического журнала «Конструкции из композиционных материалов»
  • главный редактор отраслевого научно-технического сборника «Ракетно-космическая техника, серия XIV»

Заведующий кафедрой «Летательные аппараты и автоматические установки» Южно-Уральского государственного университета (ЮУрГУ), председатель диссертационного докторского совета при ЮУрГУ.

Под его руководством защищено 4 докторские и 9 кандидатские диссертации.

Депутат Законодательного собрания Челябинской области IV созыва (2005—2010).


Генеральный директор, генеральный конструктор Государственного ракетного центра имени академика В. П. Макеева академик РАН Владимир Дегтярь дает определение этим конструкциям:  «Воздушный старт — это старт ракеты с воздушного средства, которое находится в полете. Ракета может запускаться с самолета, дирижабля или экраноплана. Самолет-носитель, обладающий широким спектром возможностей по скорости, высоте и дальности полета, наиболее интересен в этом плане.

При запуске ракеты самолет является многоразовой разгонно-стартовой системой. Такой авиационно-ракетный комплекс (АРК) на базе ракеты и самолета позволяет расширить возможности независимого доступа в космос и предоставления услуг по запуску на мировом рынке».

В материалах из Википедии — свободной энциклопедии деется следующее определение [2]: 

Воздушный старт — способ запуска ракет или самолётов с высоты нескольких километров, куда доставляется запускаемый аппарат. Средством доставки чаще всего служит другой самолёт, но может выступать и воздушный шар или дирижабль. ()

Наиболее часто данный способ в настоящее время используется для запуска аппаратов по суборбитальной траектории [3], либо для вывода спутников на околоземную орбиту в системах, состоящих из самолёта-носителя и ракеты-носителя (РН) или крылатых авиационно-космических системах (АКС).

История

В докосмическую эпоху было реализовано много проектов воздушного старта экспериментальных и прочих самолётов (в т.ч. некоторые как воздушный авианосец) и крылатых ракет. 

Уже в конце 1950-х годов в США испытывали систему воздушного пуска ракеты носителя с истребителя NOTS-EV-1 Пилот, но испытания тогда не были удачны, но разработки продолжились для создания противоспутниковых ракет. [4]. Тогда же созданы запускаемые с самолётов-носителей экспериментальные ракетопланы, в том числе первый гиперзвуковой самолет - суборбитальный пилотируемый космоплан North American X-15, также Bell X-1, Lockheed D-21, Boeing X-43 и др. Подобные (но не суборбитальные) системы были также во Франции (Ледюк) и других странах. Воздушный старт использовался для отработки космоплана Энтерпрайз в масштабной программе многоразовой транспортной космической системы Спейс шаттл. 

Первым советским из детальных проектов АКС с воздушным стартом была нереализованная система «Спираль» 1960-х—1970-х гг. из гиперзвукового самолёта-разгонщика, РН и орбитального самолёта. Воздушный старт использовался для полётов дозвукового самолёта-аналога её орбитального самолёта. 

С 1990 года в США действует система Boeing B-52 Balls 8, в дальнейшем Stargazer на основе L-1011 (самолёт), и РН Пегас, разрабатывается другая система и есть прочие проекты АКС.

В последние годы данный способ запуска на низкие околоземные орбиты при соответствии некоторым условиям (для ИСЗ сравнительно небольших масс, выводимых на низкие орбиты) приобретает популярность (есть реализованные проекты и ещё больше проектов многих компаний рассматривают данный способ запуска) ввиду высокой экономической эффективности и мобильности (не требуется сооружение космодромов).

В России предложены детально разработанные проекты АКС МАКС и «Воздушный старт». В первом проекте космоплан с внешним топливным баком запускается с борта сверхтяжёлого самолёта Ан-225(325) «Мрия». Основным элементом второго проекта является специально переоборудованный тяжёлый самолёт Ан-124-100ВС «Руслан», с борта которого на высоте примерно 10 км по разработанной Государственным ракетным центром «КБ им. Макеева» технологии осуществляется так называемый «миномётный» старт ракеты-носителя, доставляющей на расчётную орбиту полезную нагрузку. Есть также проекты «Бурлак» и прочие, в которых РН с ИСЗ запускается с борта разных самолётов-носителей Ту-160, Ан-124, 

На Украине с использованием самолёта-носителя Ан-225 разработаны проекты АКС «Свитязь» (РН Зенит) и «Лыбидь» (крылатый космоплан). Казахстан предлагает проект АКС «Ишим» (Миг-31+РН). 

Проекты АКС с воздушным стартом космопланов были созданы в Германии (Зенгер-2), Японии (ASSTS), Китае (прототип Шэньлонг и АКС следующего поколения) и т.д. 

При помощи воздушного старта запускался частный суборбитальный космоплан SpaceShipOne; таким же способом планируется запускать и SpaceShipTwo. Также существует проект запуска космических аппаратов при помощи самолёта М-55 «Геофизика». Воздушный старт с аэростата суборбитальной пилотируемой ракеты предусмотрен в проекте Stabilo ARCASPACE Румынии.

Проблемы

  • Суборбитальные космические полёты начинаются с высоты примерно 100 км, при этом уже на высоте 30 км снижение плотности воздуха сводит на нет аэродинамические преимущества крыла и для дальнейшего увеличения высоты нужны ракетные технологии.
  • Затруднена масштабируемость - ракеты, которые выводят хотя бы 2 тонны на орбиту, весят 100-200 тонн, что близко к пределу грузоподъемности существующих самолётов: Ан-124 поднимает 120 тонн, Ан-225 — 247 тонн.
  • Проблемы структурной прочности полезной нагрузки и ракеты-носителя - спутники достаточно часто разрабатываются с требованием выдерживать только осевые перегрузки, и даже горизонтальная сборка (когда спутник лежит «на боку») для них недопустима.
  • Необходимость разработки мощных гиперзвуковых двигателей. Поскольку эффективный носитель — это быстрый носитель, обычные турбореактивные двигатели плохо подходят.

При существующем уровне развития технологий аэрокосмические системы могут стать эффективным средством доставки грузов на орбиту, но только если эти грузы будут небольшими (в районе пяти тонн), а носитель — гиперзвуковым. 

Как видно из истории развития проектов авиационно-космических систем в основном США и Россия достигли существенных результатов. Поэтому остановимся более подробно на проектах разрабатываемых в этих странах.


Глава 1. Российские разработки проектов авиационно-ракетных комплексов

Как сообщил академик РАН Владимир Дегтярь - В СССР в 1960-1970-х годах разрабатывался проект с воздушным стартом "Спираль". В соответствии с ним предполагалось запустить ракету из гиперзвукового самолета-разгонщика. Однако проект так и не был реализован.

А Государственным ракетным центром имени Макеева разработаны проекты авиационно-ракетных комплексов на базе самолетов ИЛ-76, АН-124, МИГ-31, ТУ-160 и ракет массой от 5 до 100 тонн на твердом и жидком топливе. Особенностью воздушного старта для самолета являются режимы пилотирования, связанные с выполнением маневра "горка". Эти режимы облегчают десантирование ракеты с самолета, масса которой близка к его максимальной грузоподъемности.

Ракета выполняется по классической схеме. Запуск ее маршевых двигателей проводится на безопасном расстоянии от самолета, чтобы свести к минимуму риск для экипажа в случае нештатной ситуации. Ракета для воздушного старта особенна тем, что должна быстро переходить из горизонтального полета в вертикальный.

Отмечу, что все проекты АРК разрабатывались применительно к существующим модификациям самолетов. Вопросы размещения и десантирования ракет решались за счет монтажа дополнительных систем и аппаратуры на самолете. После их демонтажа самолет может выполнять свои прежние задачи транспортного средства.

История программы "Спираль" [5]

Начало 60-х годов. Холодная война в разгаре. В США идут работы по программе Dyna Soar – гиперзвукового орбитального ракетоплана Х20.

02.jpg

Гиперзвукового орбитального ракетоплана Х20 / Фото: Buran.ru

Как ответ на эту программу, работы по разработке собственных ракетопланов проводятся и в нашей стране многими институтами и КБ, как по заказу правительства, в виде НИОКР, так и в инициативном порядке. Но разработка аэрокосмической системы "Спираль" явилась первой официальной крупномасштабной темой, поддержанной руководством страны после ряда событий, ставших предысторией проекта.

В соответствии с пятилетним Тематическим планом ВВС по орбитальным и гиперзвуковым самолетам практические работы по авиационной космонавтике в нашей стране в 1965 г. были поручены ОКБ-155 А.И.Микояна, где их возглавил 55-летний Главный конструктор ОКБ Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский. [6]

03.jpg

Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский / Фото: Ok.ru

Биографическая справка


Глеб Евгеньевич Лозино-Лозинский (1910 — 2001) — один из ведущих разработчиков советской авиационно-космической техники, Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии и двух Сталинских премий.

Родился 25 декабря 1909 года (по новому стилю — 7 января 1910 года) в Киеве (ныне Украина), в семье столбового дворянина. Отец был присяжным поверенным, когда началась революция Лозино-Лозинские жили в городе Кременчуге. Здесь Глеб окончил трудовую школу, причем пошел сразу в седьмой класс. Затем два года проучился в профтехшколе, где получил специальность слесаря. 

В 1926 году поступил в Харьковский механико-машиностроительный институт, который успешно окончил в 1930 году, с квалификацией инженера-механика по специальности «Паротехника». По распределению был направлен на Харьковский турбогенераторный завод. 

В 1932 году переходит на работу в Харьковский авиационный институт инженером научно-испытательной станции. С этого времени вся деятельность молодого конструктора была связана с авиастроением. В авиации начинал как специалист по двигателям, создал первую в стране форсажную камеру для турбореактивного двигателя. 

В ОКБ Микояна с 1941 года. Участник организации серийного производства истребителей от «МиГ-9» до «МиГ-31». Главный конструктор с 1971 года. С 1975 года Глеб Евгеньевич начал заниматься разработкой «Бурана». Главный конструктор (до 75-го года) самолета-перехватчика «МиГ-31» (1975), параллельно принимал непосредственное участие в создании фронтового истребителя «МиГ-29» (1977).

Руководитель проекта аэрокосмического истребителя-бомбардировщика «Спираль».

Ведущий разработчик МТКК «Буран». 

Руководитель проекта многоразовой авиационно-космической системы «МАКС».

Автор десятков других проектов. Доктор технических наук. Генеральный конструктор ОАО НПО «Молния», генерал-майор (1999). 

Жил и работал в Москве. Умер 28 ноября 2001 года. Похоронен в Москве на Донском кладбище.



Тема по созданию двухступенчатого воздушно-орбитального самолета (в современной терминологии - авиационно-космической системы - АКС) получила индекс "Спираль". Советский Союз серьезно готовился к масштабной войне в космосе и из космоса.

В соответствии с требованиями заказчика конструкторы взялись за разработку многоразового двухступенчатого комплекса, состоящего из гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) и военного орбитального самолета (ОС) с ракетным ускорителем. Старт системы предусматривался горизонтальный, с использованием разгонной тележки, отрыв происходил на скорости 380-400 км/ч. После набора с помощью двигателей ГСР необходимых скорости и высоты происходило отделение ОС и дальнейший разгон происходил с помощью ракетных двигателей двухступенчатого ускорителя, работающих на фтороводородном топливе.

1-0.jpg

Общий вид - авиационно-космическая система – получила индекс "Спираль" / Изображение: topwar.ru

Боевой пилотируемый одноместный ОС многоразового применения предусматривал использование в вариантах дневного фоторазведчика, радиолокационного разведчика, перехватчика космических целей или ударного самолета с ракетой класса "космос-Земля" и мог применяться для инспекции космических объектов. Вес самолета во всех вариантах составлял 8800 кг, включая 500 кг боевой нагрузки в вариантах разведчика и перехватчика и 2000 кг у ударного самолета. Диапазон опорных орбит составлял 130...150 км по высоте и 450...1350 по наклонению в северном и южном направлениях при стартах с территории СССР, причем задача полета должна была выполняться в течение 2-3 витков (третий виток посадочный).

Маневренные возможности ОС с использованием бортовой ракетной двигательной установки, работающей на высокоэнергетических компонентах топлива - фтор F2 + амидол (50% N2H4 + 50% BH3N2H4), должны были обеспечивать изменение наклонения орбиты для разведчика и перехватчика на 170, для ударного самолета с ракетой на борту (и уменьшенном запасе топлива) - 70...80. Перехватчик также был способен выполнить комбинированный маневр - одновременное изменение наклона орбиты на 120 с подъемом на высоту до 1000 км.

1-1.jpg

Общий вид - авиационно-космическая система – получила индекс "Спираль" / Изображение: topwar.ru


После выполнения орбитального полета и включения тормозных двигателей ОС должен входить в атмосферу с большим углом атаки, управление на этапе спуска предусматривалось изменением крена при постоянном угле атаки. На траектории планирующего спуска в атмосфере задавалась способность совершения аэродинамического маневра по дальности 4000...6000 км с боковым отклонением плюс/минус 1100...1500 км.

В район посадки ОС должен был выводиться с выбором вектора скорости вдоль оси взлетно-посадочной полосы, что достигалось выбором программы изменения крена. Маневренность самолета позволяла обеспечить посадку в ночных и сложных метеоусловиях на один из запасных аэродромов территории Советского Союза с любого из 3-х витков. Посадка совершалась с использованием турбореактивного двигателя ("36-35" разработки ОКБ-36), на грунтовой аэродром II класса со скоростью не более 250 км/ч.

Согласно утвержденному Г.Е.Лозино-Лозинским 29 июня 1966 года аванпроекту "Спирали", АКС с расчетной массой 115 тонн представляла собой состыкованные воедино крылатые широкофюзеляжные многоразовые аппараты горизонтального взлета-посадки - 52-тонный гиперзвуковой самолет-разгонщик (получивший индекс "50-50"), и расположенный на нем пилотируемый ОС (индекс "50") с двухступенчатым ракетным ускорителем - блоком выведения.

Из-за неосвоенности в качестве окислителя жидкого фтора для ускорения работ по АКС в целом в качестве промежуточного шага предлагалась альтернативная разработка двухступенчатого ракетного ускорителя на кислородно-водородном топливе и поэтапное освоение фторного топлива на ОС - сначала использование высококипящего топлива на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ+НДМГ), затем фторо-аммиачное топливо (F2+NH3), и только после накопления опыта планировалось заменить аммиак на амидол.

Благодаря особенностям заложенных конструктивных решений и выбранной схеме самолетного старта позволял реализовать принципиально новые свойства для средств выведения военных нагрузок в космос:

  • вывод на орбиту полезного груза, составляющего по весу 9% и более от взлетного веса системы
  • уменьшение стоимости вывода на орбиту одного килограмма полезного груза в 3-3,5 раза по сравнению с ракетными комплексами на тех же компонентах топлива
  • вывод космических аппаратов в широком диапазоне направлений и возможность быстрого перенацеливания старта со сменой необходимого параллакса за счет самолетной дальности
  • самостоятельное перебазирование самолета-разгонщика
  • сведение к минимуму потребного количества аэродромов
  • быстрый вывод боевого орбитального самолета в любой пункт земного шара
  • эффективное маневрирование орбитального самолета не только в космосе, но и на этапе спуска и посадки
  • самолетная посадка ночью и в сложных метеоусловиях на заданный или выбранный экипажем аэродром с любого из трех витков



Составные части АКС «Спираль»

Гиперзвуковой самолет-разгонщик (ГСР) "50-50"

ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 800 в зоне носового наплыва и передней части и 600 в концевой части крыла) размахом 16,5 м и площадью 240,0 м2 с вертикальными стабилизирующими поверхностями - килями (площадью по 18,5 м2) - на концах крыла.

1-2.jpg

Гиперзвуковой самолет-разгонщик (ГСР) "50-50" / Изображение: topwar.ru


Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами.

Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, оборудованной спаренными пневматиками размером 850x250, и выпускаемой в поток в направлении "против полета". Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером 1300x350 для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. Колея основных стоек шасси 5,75 м.

В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.

На ГСР в качестве топлива использовался сжиженный водород, двигательная установка - в виде блока четырех турбореактивных двигателей (ТРД) разработки А.М.Люлька тягой на взлете по 17,5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водорода (213 м3), для размещения которого отводилось 260 м3 внутреннего объема.

Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали "с запасом", начав с круглого числа "50", тем более что это же число фигурировало в индексе темы). Техническое задание на его создание получило ОКБ-165 А.М.Люльки (ныне - НТЦ имени А.М.Люльки в составе НПО "Сатурн").()

Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.

1-3.jpg

Самолет-разгонщик / Изображение: topwar.ru


Самолет-разгонщик.

В ходе работ проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии "перманентной разработки": постоянно вылезали какие-то неувязки - и все приходилось "доувязывать". В расчеты вмешивались реалии - существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т.д. В принципе, на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. "Дотягивание" шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту "Спираль" были закрыты.

Двухступенчатый ракетный ускоритель.

Блок выведения представляет собой одноразовую двухступенчатую ракету-носитель, расположенную в "полуутопленном" положении в ложементе "на спине" ГСР. Для ускорения разработки аванпроектом предусматривалась разработка промежуточного (на топливе водород-кислород, H2+O2) и основного (на топливе водород-фтор, H2+F2) вариантов ракетного ускорителя.

При выборе топливных компонентов проектировщики исходили из условия обеспечения вывода на орбиту возможно большего полезного груза. Жидкий водород (H2) рассматривался как единственный перспективный вид горючего для гиперзвуковых воздушных аппаратов и как один из перспективных горючих для ЖРД, несмотря на его существенный недостаток - малый удельный вес (0,075 г/см3). Керосин в качестве топлива для ракетного ускорителя не рассматривался.

В качестве окислителей для водорода могут быть кислород и фтор. С точки зрения технологичности и безопасности кислород более предпочтителен, но его применение в качестве окислителя для водородного топлива приводит к значительно большим потребным объемам баков (101 м3 против 72,12 м3), то есть к увеличению миделя, а следовательно, лобового сопротивления самолета-разгонщика, что уменьшает его максимальную скорость расцепки до М=5,5 вместо М=6 при фторе.

Ускоритель.

Общая длина ракетного ускорителя (на фтороводородном топливе) 27,75 м, включая 18,0 м первой ступени с донным стекателем и 9,75 м второй ступени с полезной нагрузкой - орбитальным самолетом. Вариант кислородно-водородного ракетного ускорителя получился на 96 см длиннее и на 50 см толще.

Предполагалось, что фтороводородный ЖРД тягой 25 т для оснащения обеих ступеней ракетного ускорителя будет разрабатываться в ОКБ-456 В.П.Глушко на базе отработанного ЖРД тягой 10 т на фтороаммиачном (F2+NH3) топливе()

Орбитальный самолет.

Орбитальный самолет (ОС) представлял собой летательный аппарат длиной 8 м и шириной плоского фюзеляжа 4 м, выполненный по схеме "несущий корпус", имеющий сильно затупленную оперенную треугольную форму в плане.

1-4.jpg

Орбитальный самолет АКС «Спираль» / Изображение: topwar.ru

1-4а.jpg

Орбитальный самолет АКС «Спираль» - на музейной стоянке в Монино / Фото: Krasvozduh.ru


Основой конструкции являлась сварная ферма, на которую снизу крепился силовой теплозащитный экран (ТЗЭ), выполненный из пластин плакированного ниобиевого сплава ВН5АП с покрытием дисилицидом молибдена, расположенных по принципу "рыбной чешуи". Экран подвешивался на керамических подшипниках, выполнявших роль тепловых барьеров, снимая температурные напряжения за счет подвижности ТЗЭ относительно корпуса с сохранением внешней формы аппарата.

Верхняя поверхность находилась в затененной зоне и нагревалась не более 500 С, поэтому сверху корпус закрывался панелями обшивки из кобальт-никелевого сплава ЭП-99 и сталей ВНС.

Двигательная установка включала в себя:

  • ЖРД орбитального маневрирования тягой 1,5 тс (удельный импульс 320 сек, расход топлива 4,7 кг/сек) для выполнения маневра по изменению плоскости орбиты и выдачи тормозного импульса для схода с орбиты; впоследствии предусматривалась установка более мощного ЖРД с тягой в пустоте 5 тс с плавной регулировкой тяги до 1,5 тс для выполнения точных коррекций орбиты
  • два аварийных тормозных ЖРД с тягой в пустоте по 16 кгс, работающие от топливной системы основного ЖРД с вытеснительной системой подачи компонентов на сжатом гелии
  • блок ЖРД ориентации, состоящий из 6 двигателей грубой ориентации с тягой по 16 кгс и 10 двигателей точной ориентации с тягой 1 кгс
  • ТРД со стендовой тягой 2 тс и удельным расходом топлива 1,38 кг/кг в час для полета на дозвуке и посадки, топливо - керосин. В основании киля расположен регулируемый воздухозаборник ковшового типа, открываемый только перед запуском ТРД
В качестве промежуточного этапа на первых образцах боевых маневренных ОС предусматривалось применение для ЖРД топлива фтор+аммиак.

Для аварийного спасения пилота на любом участке полета в конструкции предусматривалась отделяемая кабина-капсула фарообразной формы, имеющая собственные пороховые двигатели для отстрела от самолета на всех этапах его движения от старта до посадки. Капсула была снабжена управляющими двигателями для входа в плотные слои атмосферы, радиомаяком, аккумулятором и аварийным блоком навигации. Приземление осуществлялось с помощью парашюта со скоростью 8 м/сек, поглощение энергии при этой скорости производится за счет остаточной деформации специальной сотовой конструкции угла капсулы.

Вес отделяемой снаряженной кабины с оборудованием, системой жизнеобеспечения, системой спасения кабины и пилотом 930 кг, вес кабины при приземлении 705 кг.

Система навигации и автоматического управления состояла из автономной астроинерциальной системы навигации, бортовой цифровой вычислительной машины, ЖРД ориентации, астрокорректора, оптического визира и радиовертикали-высотомера.

Для управления траекторией самолета при спуске помимо основной автоматической системы управления предусматривается резервная упрощенная система ручного управления по директорным сигналам.

1-5.jpg

Отделяемая кабина-капсула / Изображение: topwar.ru



Варианты использования

Дневной фоторазведчик


Дневной фоторазведчик предназначался для детальной оперативной разведки малогабаритных наземных и подвижных морских предварительно заданных целей. Размещенная на борту фотоаппаратура обеспечивала разрешение на местности 1,2 м при съемке с орбиты высотой 130 плюс/минус 5 км.

Предполагалось, что поиск цели и визуальные наблюдения за земной поверхностью летчик будет вести через расположенный в кабине оптический визир с плавно изменяющейся кратностью увеличения от 3х до 50х. Визир был оснащен управляемым отражающим зеркалом для отслеживания цели с дистанции до 300 км. Съемка должна была производится автоматически после ручного совмещения летчиком плоскости оптической оси фотоаппарата и визира с целью; размер снимка на местности 20х20 км при дистанции фотографирования вдоль трассы до 100 км. За один виток летчик должен успеть сфотографировать 3-4 цели.

Фоторазведчик оснащен станциями КВ и УКВ диапазонов для передачи информации на землю. При необходимости повторного прохода над целью по команде летчика автоматически выполняется маневр поворота плоскости орбиты.

Радиолокационный разведчик.

Отличительной чертой радиолокационного разведчика являлось наличие внешней разворачиваемой одноразовой антенны размером 12х1,5 м. Предполагаемая разрешающая способность при этом должна была быть в пределах 20-30 м, что достаточно при разведке авианосных морских соединений и крупных наземных объектов, при ширине полосы обзора по наземным объектам - 25 км и до 200 км при разведке над морем.

Ударный орбитальный самолет.

Для поражения подвижных морских целей предназначался ударный орбитальный самолет. Предполагалось, что пуск ракеты "космос-Земля" с ядерной БЧ будет производиться из-за горизонта при наличии целеуказания от другого ОС-разведчика или спутника. Уточненные координаты цели определяются локатором, сбрасываемым перед сходом с орбиты, и средствами навигации самолета. Наведение ракеты по радиоканалу на начальных участках полета позволяло проводить коррекцию с повышением точности наведения ракеты на цель.

Ракета со стартовой массой 1700 кг при точности целеуказания плюс/минус 90 км обеспечивала поражение морской цели (типа авианосец), движущейся со скоростью до 32 узлов, с вероятностью 0,9 (круговое вероятное отклонение боеголовки 250 м).()

Перехватчик космических целей "50-22"

1-6.jpg

Компоновка самолета- перехватчика "50-22" / Изображение:  topwar.ru 



Последним проработанным вариантом боевого ОС был перехватчик космических целей, разрабатывавшийся в двух модификациях: инспектор-перехватчик с выходом на орбиту цели, сближением с ней на расстояние 3-5 км и уравниванием скорости между перехватчиком и целью. После этого летчик мог провести инспекцию цели с помощью 50х-кратного оптического визира (разрешение на цели 1,5-2,5 см) с последующим фотографированием. В случае решения пилота уничтожить цель в его распоряжении имелось шесть самонаводящихся ракет разработки СКБ МОП весом по 25 кг, обеспечивающих поражение целей на дальности до 30 км при относительных скоростях до 0,5 км/сек. Запаса топлива перехватчика хватает на перехват двух целей, расположенных на высотах до 1000 км при углах некомпланарности орбит целей до 100 дальний перехватчик, оснащенный самонаводящимися ракетами разработки СКБ МОП с оптическим координатором для перехвата космических целей на пересекающихся курсах при промахе перехватчика до 40 км, компенсируемым ракетой. Максимальная дальность пуска ракеты составляет 350 км. Вес ракеты с контейнером 170 кг. Поиск и обнаружение заранее заданной цели, а также наведение ракеты на цель производится летчиком вручную с помощью оптического визира. Энергетика этого варианта перехватчика также обеспечивает перехват 2-х целей, находящихся на высотах до 1000 км.

Космонавты "Спирали"

В 1966 году в Центре подготовки космонавтов (ЦПК) была сформирована группа для подготовки к полету на "изделии-50" - так в ЦПК зашифровывался орбитальный самолет по программе "Спираль". В состав группы вошли пять космонавтов, имеющих хорошую летную подготовку, в том числе космонавт N2 Герман Степанович Титов (1966-70 годы), и еще не летавшие в космос Анатолий Петрович Куклин (1966-67 годы), Василий Григорьевич Лазарев (1966-67 годы) и Анатолий Васильевич Филипченко (1966-67 годы).

Кадровый состав 4 отдела со временем менялся - подготовку к полету на "Спирали" в разное время прошли Леонид Денисович Кизим (1969-73 годы), Анатолий Николаевич Березовой (1972-74 годы), Анатолий Иванович Дедков (1972-74 годы), Владимир Александрович Джанибеков (июль-декабрь 1972 год), Владимир Сергеевич Козельский (август 1969 - октябрь 1971 год), Владимир Афанасьевич Ляхов (1969-73 годы), Юрий Васильевич Малышев (1969-73 годы), Александр Яковлевич Петрушенко (1970-73 годы) и Юрий Викторович Романенко (1972 год).

Наметившаяся тенденция к закрытию программы "Спираль" привела в 1972 году к численному сокращению 4 отдела до трех человек и к снижению интенсивности тренировок. В 1973 году группа космонавтов темы "Спираль" стала так и называться ВОС - Воздушно-орбитальный самолет (иногда встречается и другое наименование - Военный орбитальный самолет).

11 апреля 1973 года заместителем начальника 4 отдела 1 управления был назначен инструктор-космонавт-испытатель Лев Васильевич Воробьев. 1973 год стал последним годом 4 отдела 1 управления ЦПК - дальнейшая история отряда космонавтов ВОС сошла на нет…

Закрытие проекта

С технической точки зрения работы шли успешно. По календарному плану разработки проекта "Спираль" предусматривалось создание дозвукового ОС начать в 1967 году, гиперзвукового аналога в 1968 году. Экспериментальный аппарат должен был впервые выводиться на орбиту в беспилотном варианте в 1970 году. Первый пилотируемый полет его намечался на 1977 год. Работы по ГСР должны были начаться в 1970 году, если его 4 многорежимных ТРД будут работать на керосине. В случае принятия перспективного варианта, т.е. топливом для двигателей является - водород, то постройку его предполагалось развернуть в 1972 году. Во 2-й половине 70-х годов могли начаться полеты полностью укомплектованной АКС "Спираль".

Но, несмотря на строгое технико-экономическое обоснование проекта, руководство страны интерес к теме "Спираль" потеряло. Вмешательство Д.Ф.Устинова, бывшего в ту пору секретарем ЦК КПСС, курировавшим оборонную промышленность и ратовавшего за ракеты, отрицательно сказывалось на ходе программы. А когда ставший министром обороны А.А.Гречко, ознакомился в начале 70-х годов со "Спиралью", он выразился ясно и однозначно: "Фантазиями мы заниматься не будем". Дальнейшее выполнение программы прекратили.

Но благодаря сделанному большому научно-техническому заделу, важности затронутых тем, выполнение проекта "Спираль" трансформировалось в различные научно-исследовательские работы и связанные с ними конструкторские разработки. Постепенно программа была переориентирована на летные испытания аппаратов-аналогов без перспектив создания на их базе реальной системы (программа БОР (Беспилотный Орбитальный Ракетоплан)).

Такова история проекта, который даже не будучи осуществленным, сыграл значительную роль в космической программе страны.

Проект авиационно-ракетного комплекса на базе самолета ИЛ-76

Первый проект. В России разработан проект многоразовой двухступенчатой авиационно-космической системы "Вьюга" на самолёте-носителе Ил-76. [7]

АСК "Вьюга" на самолёте-носителе Ил-76 / Фото (с) Лин Индастриал, https://spacelin.ru

АСК "Вьюга" на самолёте-носителе Ил-76 / Фото: spacelin.ru

Запуск спутников в космос с воздушного носителя давно рассматривался как способ облегчения доступа человека в ближний космос. В России давно велись разработки так называемой аэрокосмической системы (АКС). И если раньше воздушный старт рассматривался исключительно с точки зрения боевого применения, то сегодня он рассматривается как способ вывода на орбиту и гражданских спутников. Самолётом-носителем для этого выбран надёжный военно-транспортный Ил-76.

Идею использовать воздушный старт для изучения ракет на гиперзвуковых скоростях подхватили после войны. Несмотря на то, что первые успешные эксперименты прошли в США, в России также велись разработки гиперзвукового самолёта-разгонника, который на высоте до 30 км отделялся от самолёта-носителя. Однако начатый в 1964 году проект был закрыт в 1969 году.

В дальнейшем уникальный авиационный ракетный комплекс космического назначения получил своё развитие в Акционерном обществе «Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева». Разработка велась по заказу корпорации «Воздушный старт» ведущими предприятиями авиационно-космической отрасли России и Украины.

Этот проект был предназначен для доставки полезных грузов на различные околоземные орбиты, включая геостационарную. Ракета размещалась на самолёте-носителе АН-124-100ВС и по расчётам могла выводить спутник массой 3,9 тонны на низкую орбиту, массой 1,5 кг на геопереходную орбиту и 650 кг — на геостационарную орбиту.

Однако по расчётам инженеров компании «Лин Индастриал», грузоподъёмность самолета АН-124-100ВС «Руслан» является избыточной для данного проекта, поэтому инженеры решили рассмотреть другие самолёты для воздушного старта.

Проект двойного назначения

Компания «Лин Индастриал» разработала свой проект многоразовой двухступенчатой авиационно-космической системы (АКС) двойного назначения. Генеральным конструктором проекта является Александр Ильин.

Заказчиком, которого в компании не называют, была поставлена задача разработать систему, которая позволяла использовать АКС «Вьюга» для проведения технологических и общебиологических исследований на коммерческой основе, а также для получения новых материалов в условиях космического полёта. Кроме того, система может применяться для запуска микроспутников массой до 450 кг.

Для военных эта система может быть крайне полезной. Так как воздушный старт даёт возможность запуска на орбиты в широком диапазоне наклонений, с её помощью возможна инспекция и перехват космических аппаратов. Более того, такой спутник мог бы вполне нести высокоточное оружие.

Основными преимуществами авиационно-космической системы является многоразовость, использование в качестве самолёта-носителя доступного и надёжного Ил-76, возможность запусков на орбиты в широком диапазоне наклонений, экологическая безопасность. Мобильность системы давала возможность запусков космических аппаратов с территорий стран-заказчиков, что также является сильным преимуществом для коммерческих стартов.

Как пояснил телеканалу «Звезда» гендиректор компании «Лин Индастриал» Алексей Калтушкин, данный проект будет интересен учёным, которые исследуют различные слои атмосферы и испытывают в этой среде оборудование.

По его словам, данная система проигрывает по стоимости классическому ракетному подходу, но выигрывает в плане удобства для отдельных заказчиков.

«Иногда возникает ситуация, когда нет подходящих пусковых систем для запуска суборбитального оборудования. Все-таки ракета имеет определенный цикл производства, время подготовки, и в этом случае ожидание выходит порой дороже чем сам старт. Учёные могут ждать год или два, чтобы запустить свой прибор в космос. Вся работа может встать. Например, прежде чем запустить большой спутник, они могут проверить часть оборудования на каком-нибудь кубсате (малом спутнике). Поэтому им в некоторых случаях выгоднее использовать авиакосмическую систему и переплатить сейчас, чем ждать несколько лет запуска большого аппарата», — пояснил Калтушкин.

Почему Ил-76?

Стоит отметить, что инженеры компании не сразу выбрали Ил-76 в качестве самолёта носителя, рассматривались и М-55Х «Геофизика» и МиГ-31.

Как рассказали в «Лин Индастриал», высокий практический потолок самолёта М-55Х «Геофизика» (20,4 км) позволял получить значительный выигрыш характеристической скорости АКС, необходимой для выведения на орбиту за счёт уменьшения аэродинамических потерь. Но малая целевая нагрузка (3,5 т) не позволяла создать многоразовую авиационно-космической систему. Единственный возможный в данном случае вариант — это одноразовая кислородно-водородная ракета с полезной нагрузкой порядка 10-50 кг.

Высокий практический потолок МиГ-31 (20,6 км) и большая, чем у М-55Х грузоподъёмность (5-6 тонн), делали данный самолёт весьма реальным кандидатом на роль носителя АКС. Но основное преимущество МиГ-31, его высокая скорость, могло быть реализовано только с малогабаритным грузом.

Схема авиационно-космической системы «Вьюга» / Изображение: sdelanounas.ru


Размещение груза «на спине» не позволило бы использовать МиГ-31 как сверхзвуковой разгонщик. Создание полностью многоразовой системы на базе МиГ-31 если и возможно, то с полезной нагрузкой не более 30-60 кг.

Вариант с использованием широко распространенного военно-транспортного самолёта Ил-76 проигрывает двум предыдущим вариантам по высоте подъёма (12 км), но значительно опережает их по массе полезной нагрузки (43,4-47 т).

В случае крепления АКС «на спине» необходимо предусмотреть не только специальные крепёжные конструкции, но и укрепляющие конструкции внутри самолёта. У первой ступени АКС необходимо предусмотреть крылья, создающие подъёмную силу для отделения от самолёта. Возможность реализации подобного разделения доказывает сброс корабля «Энтерпрайз» (типа «шаттл») во время испытаний с самолёта B-747

.

Первая ступень на ВПП (схема)

Первая ступень на ВПП (схема) / Изображение: sdelanounas.ru



Масса АКС с учётом оборудования для крепления — 35 т, высота разделения — 10 км. При этом, для передачи нагрузок на самолёт-носитель используется специальная внутренняя ферма, габаритные размеры которой позволяют разместить её в грузовом отсеке Ил-76.

Схема вывода аппарата в космос

Схема вывода аппарата в космос / Изображение: sdelanounas.ru

Как работает авиакосмическая система

  1. Взлёт Ил-76 с закреплённой «на спине» первой и орбитальной ступенями с аэродрома базирования.
  2. Набор высоты 10 000 метров.
  3. Отделение первой ступени с орбитальным блоком от самолёта-носителя.
  4. Возвращение Ил-76 на аэродром базирования.
  5. Работа двигателей первой ступени в течение 185 сек, выход в ближний космос.
  6. Отделение орбитальной ступени на высоте 96 км.
  7. Работа двигателя орбитальной ступени в течение 334 сек.
  8. Выход орбитальной ступени на орбиту на высоте 200 км.
  9. Вход первой ступени в атмосферу Земли.
  10. Полёт первой ступени до аэродрома посадки.
  11. Посадка первой ступени.
  12. Работа двигателей орбитальной ступени, выдача тормозного импульса.
  13. Вход орбитальной ступени в атмосферу Земли.
  14. Раскрытие парашюта орбитальной ступени и спуск на парашюте.
  15. Посадка орбитальной ступени.

С учётом пока ещё редких коммерческих стартов ракет-носителей для вывода на орбиту стаи спутников, аэрокосмические системы могут стать вполне эффективной альтернативой. Использование же самолёта Ил-76 будет определённо весьма эффективной авиационной составляющей этого проекта, поскольку самолёт давно доказал свою надёжность.

Тактико-технические показатели

Основные параметры АКС
Высота отделения от самолета-носителя Ил-76, км ~10
Масса космического летательного аппарата, т 35
Топливо
жидкий кислород + керосин
Скорость истечения газов, м/с 3400
Массовое отношение компонентов топлива  2,726
Характеристическая скорость АКС, м/c 8900
Первая ступень
Снабжена крылом, масса со второй ступенью или военной полезной нагрузкой (ПН), т35
Характеристическая скорость ступени, м/c
4717
Масса горючего (керосин), кг
7050
Масса окислителя (кислород), кг
19200
Окислитель размещен в цилиндрическом баке. Масса бака с теплозащитой,  кг
~1200
Горючее размещено внутри фюзеляжа, масса, кг.
~450
Масса носового конуса с теплозащитным покрытием, кг
~75
Масса крыла, килей, пилонов, механизации, кг.
~1550
Масса двигательной установки, кг.
~350
Масса шасси, кг.
~210
Масса систем управления, кг.
~100
Итого (с запасом ~5 кг), кг.: .
масса сухой ступени — 3940;
масса заправленной ступени — 30200
Орбитальная ступень
Характеристическая скорость, м/c
4183
Масса горючего (керосин), кг914
Масса окислителя (кислород), кг
2486
Масса корпуса орбитальной ступени, кг
~220
Масса баков окислителя, кг
~190
Масса баков горючего, кг
~75
Масса шар-баллонов, кг
~20
Масса теплозащиты днища, кг
~120 
Масса теплозащиты «спины», кг
~60 
Масса маршевой двигательной установки, кг
~60
Масса парашютного контейнера, кг
~100
Масса системы управления, кг
~45
Масса двигателей ориентации, кг
~60
Полезная нагрузка, кг
~450
Сухая масса вместе с ПН, кг
1400 
Масса заправленной ступени с ПН — 4800 кг
 
Второй проект. Ракетный комплекс на базе ИЛ-76МД-90А и БРПЛ «Лайнер» (СССР).  [8]

il-76md-90a.jpg

На базе самолета ИЛ-76МД-90А / Фото: Пресс-служба МО РФ

В 1984 году в ВВС стали поступать средние военно-транспортные самолеты Ил-76МД. Максимальная грузоподъемность самолета составила 48 т. Самолет имеет большую грузовую кабину (длина с рампой 24,5 м, ширина 3,45 м, высота 3,4 м). В 1995 г. совершил первый полет самолет Ил-76МФ, грузоподъемность которого достигла уже 60 т. Грузовая кабина самолета была увеличена по сравнению с Ил-76МД, и её длина составила 31,14 м. Заключенный между СССР и США в 1991 году. Договор СНВ-1 запрещал разработку, испытания и развертывание БРВЗ. Однако тридцатое согласованное заявление к этому договору допускало возможность использования МБР и БРПЛ для доставки объектов в верхние слои атмосферы или в космос с самолетов, не являющихся тяжелыми бомбардировщиками или бывшими тяжелыми бомбардировщиками. Это позволяло использовать транспортные самолеты для запуска ракет-носителей, создаваемых на основе БРПЛ. В 1990-е годы ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева» совместно «КБ им. С.В. Ильюшина» в рамках работ по теме «Аэрокосмос» разрабатывался авиационный ракетно-космический комплекс с ракетами-носителями «Штиль», размещаемыми на самолетах Ил-76МД и Ил-76МФ.

Ракеты «Штиль» разрабатывались на базе серийной БРПЛ Р-29РМ. Ракета «Штиль-2А» имела стартовую массу около 40 т. При её создании предусматривалось внести минимальные изменения в конструкцию базовой БРПЛ, которые в основном касались боевого отсека. Ракета-носитель должна была размещаться горизонтально в грузовой кабине самолета Ил-76МД на специальной платформе и десантироваться с помощью вытяжной парашютной системы. Общая масса десантируемого груза (ракета с платформой) составляла 45-46 т.

006.jpg

Ракеты «Штиль» разрабатывались на базе серийной БРПЛ Р-29РМ / Изображение: 900igr.net


При создании ракеты «Штиль-3А» предполагалась более глубокая модернизация ракеты Р-29РМ. Боевой отсек и двигательную установку разведения боевых блоков ракеты Р-29РМ планировалось заменить на новые двигательные установки третьей и четвертой ступеней и отсек полезной нагрузки. Ракета должна была размещаться на модернизированном самолете Ил-76МФ. Стартовая масса ракеты составляла 45 т, а ее длина - 18,7 м. Десантирование ракет-носителей типа «Штиль» предусматривалось при полете самолетов Ил-76МД и Ил-76МФ по специальной траектории, создающей «пониженную весомость» сбрасываемой ракеты. Высота полета самолета при этом должна была составлять 10-12 км, а скорость - 360-400 км/ч. 22 июля 1990 г. таким способом был выполнен сброс с самолета Ил-76МД самого тяжелого груза в истории отечественной авиации, масса которого составила 44,6 т. Проведенные в ходе работ по комплексу «Аэрокосмос» расчеты, а также испытания по сбросу моногрузов большой массы, подтвердили техническую реализуемость запуска модернизированных БРПЛ типа Р-29РМ массой до 45 т. с военно-транспортных самолетов Ил-76МФ и Ил-76МД.

После распада СССР производство самолетов семейства Ил-76 на Ташкентском авиационном производственном объединении имени В.П. Чкалова не имело перспективы. По решению Правительства России их производство было перенесено в Россию. ОАО «Авиационный комплекс имени С.В. Ильюшина» разработало технический облик модернизированного самолета Ил-76МД-90А, называемого также Ил-476. Производство модернизированного самолета было организовано ЗАО «Авиастар-СП» в г. Ульяновск. Тяжелый оперативно-стратегический транспортный самолет Ил-76МД-90А предназначен для межрегиональной перевозки войск, тяжелой крупногабаритной техники и грузов, а также десантирования личного состава, техники и грузов парашютным и посадочным способом. Самолет может транспортировать весь перечень вооружения и военной техники, применяемой воздушно-десантными войсками России, а также использоваться для превозки больных и раненых и тушения площадных пожаров. Максимальная грузоподъемность самолета составляет 60 т.

Ил-76МД-90А имеет грузовую кабину с хвостовым люком, через который может производиться парашютное десантирование техники и парашютистов. Длина грузовой кабины с рампой составляет 24,5 м, ширина 3,45 м, высота 3,4 м. Самолет может выполнять взлет и совершать посадку на грунтовых (с плотностью грунта до 7,5 кг/см2) и бетонных аэродромах с высотой от минус 300 до 3000 м над уровнем моря. Модернизация самолета, включающая установку современных двигателей, систем управления самолетом, нового крыла и усиленного шасси, значительно расширила эксплуатационные возможности самолета Ил-76МД-90А и увеличила точность самолетовождения и десантирования. В 2014 г. первый самолет Ил-76МД-90А поступил в военно-транспортную авиацию ВВС России. Контрактом предусмотрена поставка 39 самолетов.

Результаты проработок по теме «Аэрокосмос» позволяют рассматривать находящиеся на вооружении самолеты типа Ил-76, а также их новую модификацию Ил-76МД-90А в качестве носителя межконтинентальной БРПЛ «Синева», доработанной для воздушного старта. Возможно размещение на самолете и новой модификации этой ракеты «Лайнер». Ракета имеет стартовую массу 40,3 т и оснащена 10 боевыми блоками малого класса мощности с ложными целями. Самолет-носитель БРВЗ на базе самолета Ил-76МД-90А может не иметь внешне наблюдаемых отличительных признаков от однотипных с ним транспортных самолетов. Это будет способствовать снижению возможностей по его идентификации на фоне военно-транспортных самолетов этого типа и самолетов Ил-76 других модификаций.

Тактико-технические характеристики авиационного ракетного комплекса на базе самолета Ил-76МД-90А и БРПЛ «Лайнер»

Самолет-носитель - на базе Ил-76МД-90А
Головной разработчик
ОАО «Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина»
Максимальная взлетная масса, т
210
Максимальная грузоподъемность, т  60
Дальность полета с нагрузкой 52 т, км 5000
Крейсерская скорость, км/ч
820-850
Длина самолета, м
46,60
Высота самолета на стоянке, м
14,76
Размах крыла, м 
50,50
Площадь крыла, кв.м
300,0
Количество двигателей4
Тяга двигателя, максимальный режим/крейсерский режим, кг.
14500/3300
Общая вместимость топливных баков, л 
109500
Размеры грузовой кабины (длина х ширина х высота), м 
 24,5 х 3,45 х 3,4
Число мест экипажа 
5
Баллистическая ракета - модернизированный вариант БРПЛ «Лайнер»
 
Головной разработчик
ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева»
Стартовая масса, т 
~ 40,3
Максимальная дальность стрельбы, км
межконтинентальная
Длина ракеты, м14,8
Максимальный диаметр корпуса, м
1,9
Тип топлива
жидкое
Тип системы управления
астрорадиоинерциальная
Число маршевых ступеней
3
 Тип боевого оснащения
РГЧ ИН (до 10 боевых блоков малого класса мощности, либо 4 боевых блока среднего класса мощности)
 Размещение на самолете
горизонтальное внутрифюзеляжное
 Число ракет на самолете
1
 Способ старта
парашютное десантирование через хвостовой люк

Проект авиационно-ракетного комплекса на базе самолетов АН-124 "Руслан" и Ан-225 "Мрия"

Проект первый.. Авиационно-ракетный комплекс на базе самолета АН-124 "Руслан". [9]

В российско-индонезийском научно-техническом и военно-техническом сотрудничестве этот проект занимает особое место ввиду очевидных для специалистов перспектив развития подписанных в 2003 и в 2006 годах. двусторонних межправительственных соглашений о сотрудничестве в космической области. Разрабатываются планы постройки на острове Биак в индонезийской провинции Папуа нового авиационно-космического порта для вывода на различные орбиты спутников. После запуска Россией  12 февраля 2000 года  с  космодрома «Байконур» первого индонезийского спутника связи «Гаруда-1» интерес к российскому проекту в Индонезии растет не только в соседних странах АСЕАН, но и в  международных аэрокосмических кругах, где нарастает конкуренция между государственными  и государственно-частными компаниями, разрабатывающими подобные проекты.

Аннотация

Воздушный старт ракет-носителей с борта авиационного носителя по сравнению с их запуском со стационарных наземных стартовых установок позволяет повысить грузоподъемность ракет-носителей, снизить экономические затраты на выведение спутников в космос, расширить диапазон реализуемых наклонений орбит, вынести трассы полета и районы падения отделяемых элементов ракет-носителей (отработавших ступеней и головных обтекателей) с территории России в малосудоходные районы мирового океана, обеспечить безопасную посадку на воду и эвакуацию экипажей пилотируемых кораблей в нештатных ситуациях.

В предлагаемой статье излагаются материалы по российскому проекту «Воздушный старт», реализуемому одноименной корпорацией «Воздушный старт» с участием авиационных и ракетно-космических компаний России, Украины и Индонезии и имеющему целью создание новой системы запуска спутников с улучшенными техническими и экономическими характеристиками.

Эта система «Воздушный старт» с использованием ракеты-носителя легкого класса массой около 100 тонн обеспечивает запуски легких спутников на низкие (до 2 тыс. км), средние (10-20 тыс. км), геопереходные, геостационарную орбиты и отлетные траектории к Луне и планетам Солнечной системы.

Концепция проекта «Воздушный старт»

В проекте предусматривается осуществлять пуски ракеты-носителя со спутниками на борту на высоте 10-11 км с воздушной стартовой   платформы,   в  качестве которой будет использоваться модификация самого тяжелого в мире серийного транспортного самолета Ан-124-100 «Руслан», созданного в 1983 г. украинским государственным предприятием АНТК  им. О.К. Антонова (рис. 1).

Рисунок 1 - Самолет-носитель Ан-124-100 «Руслан» / Изображение: eurasian-defence.ru

Двухступенчатая ракета-носитель «Полет» системы «Воздушный старт»  (рис. 2) создается с использованием передовых ракетных технологий, созданных в России по программе пилотируемой ракеты-носителя «Союз» и подтвердивших высокую надежность и безопасность

Ракета-носитель «Полет» использует экологически безопасные компоненты ракетного топлива «жидкий кислород + керосин».

На первой ступени используется модифицированный жидкостной ракетный двигатель НК-43 (НК-33-1), созданный для лунной ракеты-носителя Н-1 и отработанный до надежности 0,998. В качестве второй ступени ракеты-носителя «Полет» используется третья ступень ракеты-носителя «Союз-2» с усовершенствованным ракетным двигателем РД-0124.

Рисунок 2 - Ракета-носитель «Полет» / Изображение: eurasian-defence.ru

На начальном этапе эксплуатации ракеты-носителя «Полет» для снижения затрат и сокращения времени на ее создание двигательная установка первой ступени может быть принята аналогичной двигательной установке  первой ступени легкой ракеты-носителя «Союз-1», создаваемой в настоящее время в «ЦСКБ-Прогресс»: с существующим маршевым двигателем НК-33А и рулевым существующим четырехкамерным двигателем РД 0110Р.

Для доставки спутников  на  различные высокие орбиты и отлетные траектории ракета-носитель оснащается космическим разгонным блоком, являющимся улучшенной модификацией разгонного блока «Л» ракеты-носителя «Молния» с кислородно-керосиновым ракетным двигателем 11Д58МФ (тягой 5 тс), работы по которому на базе существующего двигателя 11Д58М на разгонном блоке «ДМ» ведутся в настоящее время в РКК «Энергия» им. С.П. Королева.

Использование в проекте существующих в России ракетных технологий обеспечивает минимальные стоимость и сроки создания системы «Воздушный старт», ее наилучшие технические и экономические характеристики.

Наилучшим размещением космопорта на территории России для проекта «Воздушный старт» является перспективный российский космодром «Восточный»: близость акваторий Охотского моря и Тихого океана обеспечивают наилучшие условия для выбора оптимальных трасс на активном участке полета ракеты-носителя.   

С целью достижения максимальной грузоподъемности ракеты-носителя на геопереходные и геостационарную орбиты Корпорация «Воздушный старт» совместно с индонезийскими партнерами предусматривает создание коммерческого космопорта  системы «Воздушный старт» на экваторе в Индонезии на о. Биак (рис. 3) на базе аэродрома Frans Kaisiepo (рис. 4,5), где будут располагаться необходимые сооружения и средства для подготовки самолета-носителя, ракеты-носителя, космического разгонного блока и спутника к запуску в космос, а также средства управления подготовкой и запуском, в том числе командный пункт.

Рисунок 3  -  Расположение аэродрома пуска Frans Kaisiepo (о.Биак, Индонезия) / Изображение: eurasian-defence.ru

Рисунок 4 - Общий вид аэропорта Frans Kaisiepo на о.Биак / Фото: eurasian-defence.ru

Рисунок 5 -  Коммерческий космопорт системы «Воздушный старт» / Изображение: eurasian-defence.ru

Схема функционирования системы «Воздушный старт»

Этапы  функционирования системы «Воздушный старт» приведены на   рис. 6 и начинаются с загрузки ракеты-носителя с космическим разгонным блоком, размещенными в пусковом контейнере и прошедшими полный цикл проверок, в грузовой отсек самолета-носителя на аэродроме «Безымянка» в городе Самара (Россия) вблизи завода-изготовителя «Прогресс».

Рисунок 6 - Схема функционирования системы «Воздушный старт» / Изображение: eurasian-defence.ru

После доставки ракеты-носителя и космического разгонного блока на космодром «Восточный» или на космопорт в Индонезию осуществляется интеграция ракеты-носителя и спутника, предварительно доставленного на космопорт, прошедшего предусмотренный объем предполетного тестирования, установку необходимых элементов и заправку компонентами топлива. Установка спутника на ракету-носитель может осуществляться   в  специально создаваемом на космопорте   техническом   комплексе,    либо непосредственно в самолете-носителе.

По окончании сборки пускового комплекса, его предполетных проверок и заправки самолета-носителя, ракеты-носителя и космического разгонного блока компонентами топлива и газами осуществляется вылет самолета-носителя в расчетную зону пуска.

В расчетной зоне пуска для создания ракете-носителю благоприятных условий при ее десантировании из самолета-носителя и наилучших начальных условий ее полета, самолет носитель реализует специальный маневр «Горка» с выходом на параболическую траекторию, обеспечивающую в течение 6-10 секунд режим полета близкий к невесомости, когда нормальная перегрузка на ракету-носитель не превышает 0,1…0,3 единицы. Это позволяет в 2…2,5 раза увеличить десантируемую массу ракеты-носителя по сравнению с обычным десантированием в горизонтальном полете и, соответственно, увеличить ее грузоподъемность. В момент достижения самолетом-носителем на режиме «Горка» максимального угла наклона траектории к местному горизонту (угол кабрирования около 20°) осуществляется выброс ракеты-носителя из самолета-носителя  с помощью специального пускового контейнера с использо-ванием пневматической системы выталкивания с пороховым аккумулятором давления. Процесс выхода ракеты-носителя из самолета-носителя длится около 3-х секунд, продольная перегрузка не превышает  1,5 единицы.

После десантирования ракеты-носителя и последующей реализации участков полета первой и второй ступеней ракеты-носителя и космического разгонного блока, осуществляется отделение спутника при выходе на заданную орбиту.

Технология десантирования из самолета тяжелых грузов, значительно превышающих по массе грузы, десантируемые в горизонтальном полете самолета, реализована  в нашей стране в 1987-1990-х годах по программе «Энергия-Буран»  в интересах отработки спасения многоразовых ракетных блоков первой ступени ракеты-носителя «Энергия». Технология предусматривает десантирование тяжелых грузов на режимах полета самолета близких к невесомости.

«Авиационным комплексом им. С.В. Ильюшина» под руководством Генерального конструктора ОКБ «Ильюшин» Новожилова Г.В. с участием   ГК НИИ ВВС имени В.П. Чкалова на военно-транспортном самолете Ил-76МД выполнено 12 десантирований тяжелых грузов массой до 44,6 т (при допустимых десантируемых грузах в горизонтальном полете  около 20 т). По  программе испытаний предусматривалось доведение массы десантируемых грузов до 60 т. Испытания проводились с аэродрома «Кировское» в Крыму со сбросом грузов на воду на полигоне «Чауда» феодосийского филиала ГК НИИ ВВС.

Испытанная технология десантирования грузов в режиме полета самолета-носителя близком к невесомости позволяет по проекту «Воздушный старт»  десантировать в зоне пуска ракету-носитель массой 100 тонн и более в пределах грузоподъемности  самолета-носителя Ан-124-100 «Руслан».

Схема полета

Схема полета системы «Воздушный старт» (рис. 7,8) обеспечивает запуски спутников на околоземные орбиты практически с любым наклонением. Такая возможность реализуется за счет полета самолета-носителя с заправленной ракетой-носителем и спутником с суммарной массой около 100 тонн в зону пуска, расположенную на удалении до   4,5…5 тыс. км от космопорта. При этом зона пуска при планировании конкретного полета будет выбираться из условия обеспечения заданного наклонения орбиты спутника, расположения трассы полета и районов падения отделяемых элементов ракеты-носителя в малосудоходных акваториях Мирового океана, а также необходимости посадки самолета-носителя после пуска ракеты-носителя на ближайшие аэродромы, способные принять самолет Ан-124-100 «Руслан».

Рисунок 7 - Схема полета системы «Воздушный старт» с космодрома «Восточный» / Изображение: eurasian-defence.ru

Рисунок 8 - Схема полета системы «Воздушный старт» с космопорта Frans Kaisiepo (о.Биак) / Изображение: eurasian-defence.ru

На рисунке 8, для примера, показаны три зоны пуска, расположенные от о. Биак на удалении от 150 км до 2500 км и обеспечивающие запуски от экваториальных орбит до орбит с наклонением 115° и более.

Реализуемый «Воздушным стартом» диапазон наклонений орбит обеспечивает выведение в космос всех легких спутников на мировом рынке космических услуг в пределах своей грузоподъемности.

После запуска спутников из приведенных зон пусков самолет-носитель может осуществить посадку на аэродром  о. Биак при запусках спутников на орбиты с наклонениями 0…30°, на аэродром г. Порт-Морсби в Папуа-Новая Гвинея при запусках спутников на орбиты с наклонениями 30…80° и на аэродромы о. Ява или о. Тимор в Индонезии при запусках спутников на орбиты с наклонениями 80…115° и более.

Энергетические возможности системы  «Воздушный старт»

На рисунке 9 приведены энергетические возможности системы «Воздушный старт», из которого следует, что ракета-носитель «Полет» способна выводить спутники массой до 3,5 тонн на низкие полярные орбиты, до 4,5 тонн на низкие экваториальные орбиты,  до 0,85  тонны на орбиты навигационных систем «Глонасс» и «Galileo», до 0,8 тонны  на геостационарную орбиту. При  оснащении  геостационарных спутников апогейной двигательной установкой, обеспечивающей переход спутника с геопереходной орбиты на геостационарную орбиту, ракета-носитель «Полет» позволит выводить на геостационарную орбиту спутники массой до 1 тонны. К Луне и на отлетные траектории система «Воздушный старт» будет способна запускать космические аппараты массой 1…1,2 тонны.

Рисунок 9  - Энергетические возможности системы «Воздушный старт» / Изображение: eurasian-defence.ru

Такие возможности по грузоподъемности «Воздушный старт» имеет благодаря воздушному запуску ракеты-носителя на высоте 10…11 км.

На рисунке 10 показаны преимущества, которые имеет воздушный запуск по сравнению с традиционным наземным запуском ракеты-носителя: возможность установки на первой ступени маршевого ракетного двигателя с пустотным соплом, реализация оптимальной траектории полета из-за исключения необходимого при наземном старте вертикального начального участка полета, использование сообщаемой самолетом-носителем начальной скорости ракете-носителю, уменьшение аэродинамических и гравитационных потерь характеристической скорости при выведении на орбиту, так  как с высоты 10…11 км  ракета-носитель будет преодолевать менее 1/3 земной атмосферы. Кроме того, при расположении трассы полета над  акваторией  Мирового океана, районы падения отделяемых элементов     ракеты-носителя могут выбираться оптимальными без потерь выводимого полезного груза. Суммарная грузоподъемность ракеты-носителя с воздушным запуском увеличивается в 1,5 раза  по   сравнению    с наземными ракетами-носителями аналогичного класса.

Существенное преимущество вносит расположение коммерческого космопорта системы «Воздушный старт» в непосредственной близости от экватора, около 1 градуса ю. ш. (рис. 3).

Рисунок 10 -  Сравнение грузоподъемности ракет-носителей наземного и воздушного стартов при  выведении на низкую околоземную орбиту высотой 200 км / Изображение: eurasian-defence.ru

Это позволяет осуществлять запуски спутников на геостационарную орбиту с меньшими потерями характеристической скорости по сравнению с запусками с российских космодромов «Плесецк» и «Байконур», соответственно, на 1200 м/с и 900 м/с. Сравнительные возможности легких ракет-носителей наземного старта  и  системы «Воздушный старт» по   выведению    геостационарных спутников с российских космодромов   и  с  экватора  представлены на   рисунке 11   и убедительно демонстрируют преимущества системы «Воздушный старт».

Рисунок 11 - Сравнение грузоподъемности ракет-носителей наземного и Воздушного стартов при выведении на низкие  и геостационарную орбиты / Изображение: eurasian-defence.ru

Надежность, безопасность

Особое внимание при разработке Аэрокосмической системы «Воздушный старт» уделяется обеспечению ее высокой надежности и безопасности. Как отмечалось выше, все важнейшие элементы системы: самолет-носитель, ракета-носитель, космический разгонный блок, а также наземные системы подготовки к пуску и управления полетом, - создаются на базе испытанных высоконадежных авиационных и ракетных технологий.

Все режимы полета самолета-носителя, включая «Горку», реализуются в пределах штатных летно-технических характеристик самолета Ан-124-100 «Руслан» и не превышают допустимые нормы летной годности для этого самолета.

Десантирование ракеты-носителя со спутником из самолета-носителя с использованием пускового контейнера с пневматической системой выталкивания основано на большом опыте пусков боевых баллистических ракет наземного и морского базирования, накопленного в России и других странах, владеющих ракетным оружием. Этот способ десантирования практически не зависит от различных атмосферных и аэродинамических возмущений, которые могут иметь место в момент десантирования, и обеспечивает максимальную надежность по сравнению  с другими способами, использующими парашюты.

Ракета-носитель и разгонный блок системы «Воздушный старт» суммарно используют три ракетных двигателя, которые потенциально во всех ракетных системах являются наиболее опасными источниками отказов и аварийных ситуаций. Минимальное количество высоконадежных ракетных двигателей (по одному на каждом ракетном блоке) гарантирует системе «Воздушный старт» наивысшую надежность при выведении спутников в космос, которая оценивается величиной 0,99.

Значительное внимание разработчики системы «Воздушный старт» уделяют безопасности экипажа самолета-носителя и операторов ракеты-носителя и спутника на борту самолета-носителя.

При возникновении нерасчетных ситуаций или отмене запланированного запуска спутника во время полета в зону пуска самолета-носителя с ракетой-носителем и спутником на борту, предусматривается слив из баков ракеты-носителя всего жидкого кислорода в атмосферу, перелив ракетного керосина в резервный бак самолета-носителя и его посадка без топлива в ракете-носителе на предусмотренные аэродромы. Это обеспечивает безопасность экипажа, сохранность ракеты-носителя и спутника и возможность их повторного запуска (первый уровень безопасности).

В случае возникновения во время полета в зону пуска второго отказа (второй нерасчетной ситуации), исключающего слив ракетного топлива из ракеты-носителя, экипаж самолета-носителя может выполнить неплановое десантирование ракеты-носителя без запуска спутника в космос. При этом ракета-носитель и спутник будут утеряны, самолет-носитель с экипажем и операторами осуществит посадку на запланированные аэродромы (второй уровень безопасности).

Третьим уровнем безопасности экипажа и операторов, при невозможности слива ракетного топлива и непланового десантирования ракеты-носителя, является покидание самолета-носителя с использованием индивидуальных средств и парашютов, предусмотренных в комплектации самолетов Ан-124 «Руслан» военной модификации.

С целью обеспечения безопасности самолета-носителя, его экипажа и операторов, включение ракетного двигателя первой ступени ракеты-носителя после ее десантирования осуществляется на безопасном удалении от самолета-носителя (около 250 м), которое определено моделированием взрыва всего ракетного топлива в случае аварийного разрушения этого двигателя и ракеты-носителя на высоте 10 … 11 км.

Экологическая безопасность системы «Воздушный старт» обеспечивается использованием экологически чистого ракетного топлива «жидкий кислород + керосин».

«Воздушный старт» на мировом рынке  космических услуг

Аэрокосмическая система «Воздушный старт», по мнению ее разработчиков, найдет широкое применение на мировом рынке космических услуг благодаря ее привлекательным потребительским свойствам: высокой надежности за счет использования отработанных российских ракетных технологий, универсальности применения для доставки спутников на любые околоземные орбиты и отлетные траектории, экологической безопасности, а также умеренным ценам запусков легких спутников.   На  рис.  12  и   13    приведены удельные коммерческие стоимости выведения спутников (стоимость выведения 1 кг.) на низкие околоземные орбиты и геостационарную орбиту, соответственно. Из графиков на этих рисунках следует, что система «Воздушный старт» имеет наименьшую в своем классе удельную стоимость выведения и уступает только конверсионным ракетам-носителям, модифицированным из боевых баллистических ракет.

Анализ прогноза мирового рынка запусков до 2018 года, опубликованного европейской компанией Euroconsult, показал,  что  система  «Воздушный старт»  способна  обеспечить выведение на низкие околоземные орбиты практически всех   легких     спутников    (рис.    14), а также на средние орбиты спутников российской и европейской навигационных систем «Глонасс» и «Galileo», на геостационарную орбиту и отлетные траектории - космических аппаратов массой до 1 тонны.

Рисунок 12 - Удельная коммерческая стоимость выведения полезной нагрузки  на низкую опорную орбиту Н=200 км, i=90° / Изображение: eurasian-defence.ru

Рисунок 13 - Удельная коммерческая стоимость выведения полезной нагрузки на геостационарную орбиту (перевод с геопереходной на геостационарную орбиту средствами космического аппарата) / Изображение: eurasian-defence.ru

Рисунок 14 - Возможности эксплуатируемых и разрабатываемых средств выведения легкого класса по доставке спутников на низкоорбитальном сегменте мирового рынка стартовых услуг  (в % от рынка) / Изображение: eurasian-defence.ru

Международная кооперация по проекту

Проект «Воздушный старт» реализуется с участием широкой кооперации ракетно-космических и авиационных компаний России, Украины и  Индонезии. Российские компании «Аэрокосмическая корпорация «Воздушный  старт»   и «Государственный Ракетный Центр имени академика В.П. Макеева»  приняли  на себя головную роль по проекту: разработку общей технической концепции проекта, создание ракетных и космических элементов системы «Воздушный старт», их наземную и летную    отработку,  а  также   завершающие летные испытания системы с выведением в космос грузовых макетов или космических аппаратов.

Украинская    компания   «Антонов» является разработчиком самолета-носителя на базе тяжелого транспортного самолета Ан-124-100 «Руслан», модификация которого в самолет-носитель будет осуществляться на российском авиационном заводе «Авиастар-СП».

Работы  по  сооружению  космопорта   в Индонезии   на   аэродроме   Frans   Kaisiepo (о. Биак) будет осуществлять  индонезийская компания, являющаяся совместным предприятием индонезийских и российских участников проекта. Она также  будет  оператором   пусковых   услуг   при запусках спутников в космос с территории Индонезии.

Координацию работ по проекту «Воздушный старт» в этих странах осуществляет «Аэрокосмическая корпорация «Воздушный старт».

Заключение

Представленный в настоящей статье инновационный аэрокосмический проект «Воздушный старт» создается с целью расширения возможностей по освоению космоса в интересах развития экономики России, а также повышения уровня жизни людей во многих странах мира.

Второй проект. Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС) [10]

Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС) — двухступенчатый комплекс, состоящий из самолёта-носителя (Ан-225 «Мрия» — точнее на базе Ан-225 предполагалась разработка нового самолета-носителя Ан-325), на котором устанавливается орбитальный самолёт. Орбитальный самолёт может быть как пилотируемым, так и беспилотным. Конструкция Ан-225 допускает установку грузового контейнера с внешним топливным баком с криогенными компонентами топлива вместо орбитального самолёта.


Фото: topwar.ru

Разработка велась с начала 1980-х годов под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского в НПО «Молния».

Вместо первой ступени обыкновенной ракеты здесь используется самолёт Ан-225; вторая ступень может быть выполнена в трех вариантах:

  • МАКС-ОС с орбитальным самолётом и одноразовым баком;
  • МАКС-М с беспилотным самолётом;
  • МАКС-Т с одноразовой беспилотной второй ступенью и грузом до 18 тонн.
«Система базируется на обычных аэродромах 1-го класса, дооборудованных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива, наземного технического и посадочного комплекса, и вписывается в основном в существующие средства наземного комплекса управления космическими системами».

Фото: topwar.ru

МАКС может применяться для аварийного спасения экипажей космических объектов или в целях наземной разведки. Отсутствие привязки к космодрому также расширяет применение такой системы.

Этот проект был начат ещё в 1980-е годы научно-производственным объединением «Молния». При этом использовался опыт и результаты работ над проектом «Спираль» и над экспериментальными аппаратами БОР. Этот проект, в отличие от «Бурана», основан на принципе самоокупаемости. По расчётам, затраты окупятся через 1,5 года, а сам проект даст 8,5-кратную прибыль. Эта система является уникальной, в мире не разрабатывается ни одного подобного аппарата. Кроме того, МАКС значительно дешевле ракет за счёт многократного использования самолёта-носителя (до 100 раз), стоимость выведения груза на низкую околоземную орбиту — порядка 1000 долл./кг; для сравнения: средняя стоимость выведения в настоящее время составляет около 8000-12 000 долл./кг, для конверсионной РН «Днепр» — 3500 долл./кг. К преимуществам можно также отнести бо́льшую экологическую чистоту за счёт применения менее токсичного топлива (трёхкомпонентный двигатель РД-701 керосин/водород+кислород). В настоящее время на проект уже истрачено около 14 млрд долларов.

Фото: topwar.ru

Программа «МАКС» получила золотую медаль (с отличием) и специальный приз премьер-министра Бельгии в 1994 году в Брюсселе на Всемирном салоне изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94»

Фото: topwar.ru

Проект авиационно-ракетного комплекса на базе самолета МИГ-31

Первый проект. «Мигом» – к звездам. Проект «Ишим» [11]

Одной из новинок недавней выставки в Сингапуре стал представленный казахстанской компанией «Казкосмос» проект перспективного авиационно-ракетного комплекса «Ишим», предназначенного для оперативного вывода на орбиту малых космических аппаратов с помощью ракеты-носителя, стартующей с борта самолета МиГ-31И. «Ишим» является совместным проектом России и Казахстана (о чем свидетельствует и само название комплекса – по имени реки, протекающей по территории обеих стран), реализуемым «Казкосмосом» в сотрудничестве с российскими предприятиями – РСК «МиГ» и Московским институтом теплотехники.

1а.jpg

Перспективный авиационно-ракетный комплекс «Ишим» / Фото: www.telenir.net


Казахская инициатива

22 августа 2003 года казахстанские средства массовой информации сообщили о рабочей поездке премьер-министра республики Даниала Ахметова в Актюбинскую область. По информации «Казинформа» Ахметов посетил испытательный полигон «Сары- Шаган» на западном побережье озера Балхаш и городе Приозерск, расположенные на территориях Актюбинской, Карагандинской, Жамбылской и Кызылординской областей Казахстана. Здесь казахстанский премьер ознакомился с объектами противовоздушной обороны, работой Учебного центра ракетных войск и артиллерии, Центра Сил воздушной обороны Казахстана, деятельностью национального Центра радиоэлектроники и связи. Как сообщил «Казинформ», посетил Даниал Ахметов и расположенный на полигоне «ангар самолетов МиГ-31»: именно здесь еще с начала 90-х годов в законсервированном состоянии находились два опытных самолета МиГ-31Д, которые в свое время должны были стать грозной системой оружия, но в силу изменения внешнеполитической обстановки, распада Союза и экономической ситуации в России так и остались невостребованными. Теперь эти машины решено использовать в мирных целях – по предложению казахстанских и российских ученых и конструкторов законсервированные на Балхаше бывшие боевые МиГ-31Д относительно несложно переделать для обеспечения воздушного старта новой космической ракеты-носителя, способной выводить на околоземную орбиту малогабаритные коммерческие спутники связи, метеорологии, дистанционного зондирования Земли и обслуживания сотовой связи.

Казахстан располагает для этого не только самими самолетами, но и одним из наиболее оснащенных в мире полигонов с развитым комплексом наземных средств телеметрии, сопровождения и управления. В распоряжении расположенного в выгодном географическом положении (45°49' с.ш. 73°38' в.д.) «Сары-Шагана» немало радиотехнических и оптических средств для измерения параметров и управления космическими аппаратами. В его состав входят три антенных комплекса ТНА-57, антенные комплексы Б-529 «Ромашка» и Б-834, квантовая оптическая система «Сажень-С» и др. Передача данных заказчику может осуществляться по волоконно-оптическим линиям связи. Создание самолета-носителя МиГ-31И (И – от «Ишим») решено поручить разработчику базового самолета МиГ-31Д – Российской самолетостроительной корпорации «МиГ», а ракеты-носителя (РН) воздушного старта – Московскому институту теплотехники (МИТ), известному своими первоклассными боевыми ракетными комплексами «Тополь-М» и «Булава».

Первая информация о намерениях Казахстана и России создать комплекс «Ишим» появилась вскоре после встречи премьер-министра Казахстана Даниала Ахметова с директором МИТ Юрием Соломоновым, которая произошла 23 марта 2005 года. На встрече было отмечено, что «Казахстан и Россия обладают всеми необходимыми предпосылками для создания комплекса «Ишим» – имеются самолеты- носители и аэродромы». При этом Юрий Соломонов подчеркнул, что МИТ способен в короткие сроки спроектировать и изготовить новую РН, оснащенную твердотопливным двигателем, что «гарантирует ее безопасность в эксплуатации и позволит обойтись без токсичных компонентов». Подчеркивалось, что «Ишим» имеет мирную и сугубо коммерческую направленность: комплекс будет выводить на околоземную орбиту высотой 200 км малогабаритные космические аппараты массой до 160 кг. Старт РН предполагается осуществлять с борта самолета МиГ-31И, совершающего полет в стратосфере.

В результате, 3 октября 2005 года было принято постановление Правительства Республики Казахстан №989, уточнившее реализуемую в соответствии с Указом Президента Республики Казахстан №1513 от 25 января 2005 года. Государственную программу «Развитие космической деятельности в Республике Казахстан на 2005-2007 годы.». Раздел 2 указанной Программы «Развитие наземной инфраструктуры для запуска и управления космическими аппаратами различного назначения» был дополнен графой 2: «Создать авиационный ракетно-космический комплекс «Ишим» на базе самолета МиГ-31Д». Аналогичная строка была добавлена и в раздел 1 приложения к постановлению Правительства Республики Казахстан №558 от 3 июня 2005 года «О государственных закупках работ, имеющих важное стратегическое значение», определяющий перечень работ, выполняемых акционерным обществом «Национальная компания «Казкосмос». Финансовые затраты, связанные с созданием АРКК «Ишим» на базе самолета МиГ-31Д были определены постановлением в размере 18 404,4 млн тенге (около 144 млн долларов), в т.ч. в 2005 году – 500 млн тенге (3,9 млн доллолларов), в 2006 году – 1000 млн тенге (7,8 млн доллолларов), в 2007 году – 16 904,4 млн тенге (132,3 млн долларов).

Ракета-носитель комплекса «Ишим» / Фото: www.telenir.net


Компоновочная схема ракеты-носителя комплекса «Ишим»

1 – хвостовой отсек с раскрывающимся оперением

2 – первая ступень

3 – вторая ступень

4 – двигатель третьей ступени

5 – сбрасываемые части корпуса третьей ступени

6 – разгонный блок и узлы крепления полезной нагрузки

7 – полезная нагрузка

8 – головной обтекатель полезной нагрузки / Изображение: www.telenir.net

Премьер-министр Казахстана поручил ответственным организациям, в т.ч. национальной нефтегазовой компании «КазМу- найГаз», принять все необходимые меры по своевременному обеспечению финансирования проекта. Именно они вносили предложения в проект технико-экономического обоснования программы, привлекали независимых международных экспертов для проведения экспертизы документа и представляли в правительство его окончательный вариант.

Носитель

Принятый на вооружение ровно 25 лет назад, 6 мая 1981 года, сверхзвуковой истребитель-перехватчик МиГ-31 послужил основой для разработки ряда модернизированных вариантов и специальных модификаций. Одной из них стал самолет-носитель МиГ-31Д в составе авиационно-ракетного комплекса перехвата 30П6, головным разработчиком которого выступало ЦКБ «Алмаз» (ныне – НПО «Алмаз» им. А.А. Расплетина). В 1983 году в соответствии с решением Военно-промышленной комиссии от 6 января того же года, в ОКБ им. А.И. Микояна было разработано и защищено техническое предложение по такому самолету, а 27 ноября 1984 года вышло необходимое для создания нового комплекса постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР. Эскизный проект МиГ-31Д («изделие 07») был разработан и защищен у заказчика в 1985 году. В том же году была подготовлена и передана на серийный авиазавод в Горьком (Нижнем Новгороде) техническая документация для постройки первых самолетов данного типа.

Самолет МиГ-31Д создавался как своеобразный ответ американской программе ASAT, предусматривавшей разработку специальной модификации истребителя F-15, с борта которого стартовала двухступенчатая твердотопливная ракета, способная уничтожать космические аппараты на орбите. Он проектировался на базе серийного перехватчика МиГ-31 с использованием отдельных новых технических решений, реализованных на модернизированном перехватчике МиГ-31М. Для обеспечения заданной путевой устойчивости самолета с крупной ракетой на внешней подвеске на концах его крыла появились большие треугольные шайбы. Постройка первой опытной машины (бортовой № 071, т.е. «изделие 07», 1-я машина) завершилась к концу 1986 г., и 17 января 1987 года экипаж в составе летчика-испытателя ОКБ им. А.И. Микояна Авиарда Фастовца и шгурмана-испытателя Леонида Попова поднял ее в первый полет. Спустя год был готов и второй опытный самолет (№072), впервые облетанный 28 апреля 1988 года Анатолием Квочуром и Леонидом Поповым.

К началу 90-х годов этап летно-конструкторских испытаний был завершен, и обе машины были перебазированы для прохождения дальнейших испытаний на полигон «Сары-Шаган» на западном берегу озера Балхаш в Казахстане, где традиционно проходили отработку все новые советские ракетные системы ПВО и ПРО.

Как сообщается в недавно вышедшей монографии «Оружие противоракетной обороны России: героическая эпопея создания оборонной триады и первопроходцы – создатели и испытатели» (Москва, 2006 г.), «работы по подготовке к проведению испытаний системы ПКО 30П6 против низкоорбитальных ИСЗ» были развернуты на полигоне еще в 1985 году «До этого вопросами ПКО полигон занимался в рамках задач ПРО, т.к. одной из задач систем А-35 и А-135 являлось поражение низкоорбитальных ИСЗ. Однако, в силу стационарного исполнения, эти системы имели ограниченные возможности и могли решать задачу ПКО как частную, в пределах зоны поражения противоракет дальнего перехвата», – говорится в книге. «Интенсивные работы по развертыванию и испытанию средств системы 30П6 велись вплоть до 1995 г., и в целом получены ценные результаты», – заключают авторы монографии.

Однако завершить эти испытания не удалось: в конце 1991 года Советский Союз прекратил свое существование, и оба МиГ-31Д оказались на территории ставшей суверенной Республики Казахстан. Два построенных МиГ-31Д были законсервированы в одном из ангаров аэродрома полигона «Сары-Шаган» вблизи г. Приозерск (именно его и посетил в августе 2003 г. премьер Казахстана Даниал Ахметов). Забвение «ноль-седьмых» продолжалось почти десять лет, пока наконец они не оказались востребованными – уже в рамках чисто гражданского, коммерческого проекта «Ишим».



Прототип самолета-носителя МиГ-31И АРКК «Ишим» – опытный самолет МиГ-31Д №072 в испытательном полете, конец 80-х гг. (вверху) и в ангаре полигона «Сары- Шаган», 2005 г. (внизу) / Фото: www.telenir.net

Стоит отметить что, программа «Ишим» – не первая попытка приспособить МиГ-31 для вывода на орбиту коммерческих полезных нагрузок. Еще в 1998 г. ОКБ им. А.И. Микояна вышло с предложением о создании на базе истребителя-перехватчика МиГ-31 самолета-носителя МиГ-31С, способного запускать с высоты порядка 17 км на скорости 3000 км/ч ракету-носитель РН-С, которая в свою очередь выводила бы на орбиту малые коммерческие космические аппараты массой от 40 до 200 кг. Первый экспериментальный запуск такой ракеты ожидался уже в 1999-2000 гг.

Примерно в то же время группой ученых Московского авиационного института при поддержке специалистов ОКБ им. А.И. Микояна было предложено использовать самолет-носитель МиГ-31С для воздушного запуска двух- или трехступенчатой микроракеты-носителя «Микрон» с гибридными двигателями, способной выводить на орбиту малые спутники массой до 200 кг. Другой предлагавшийся вариант применения МиГ-31С предусматривал использование его в качестве носителя универсального многоцелевого ракетоплана научно-прикладного назначения для суборбитальных полетов, получившего название ARS (Aerospace Rally System). Последний предназначался для исследования процессов в верхней атмосфере (до 130 км) и в невесомости (до 3 мин), тренировок экипажей космонавтов, отработки предпосадочного торможения и посадки, спортивной программы аэрокосмического ралли (Aerospace Rally) и космического туризма. Он рассчитывался на выполнение 200 полетов и вмещал в себя экипаж из трех человек – пилота, штурмана и бортинженера. Суммарные затраты на разработку, изготовление и обеспечение 200 полетов на двух ракетопланах (с учетом страхования) оценивались инициаторами проекта в 12 млн долл. В случае изготовления двух летных образцов стоимость одного полета могла составить всего 50 тыс. долл., а себестоимость выведения 1 кг полезной нагрузки на низкую орбиту с произвольным углом наклонения – 3000-3600 долл.

Следующий проект «космического» использования МиГ-31 был предложен западноевропейским концерном EADS. В ходе авиасалона МАКС-2003 22 августа 2003 г. РСК «МиГ» и концерн EADS подписали соглашение о намерениях по созданию на базе перехватчика МиГ-31 летательного аппарата для суборбитальных полетов. «Совместно с EADS мы изучаем возможность развития туристического бизнеса в околокосмическом пространстве. Этот проект планируется реализовать на базе перехватчика МиГ-31», – сообщил тогда советник генерального директора РСК «МиГ» Анатолий Лиходедов. По его словам, в проекте предполагалось задействовать средства «одного инвестора из арабского мира», переговоры с которым планировалось провести в октябре 2003 г. Совместный проект РСК «МиГ» и EADS, получивший название «МиГ-бас» предусматривал возможность выполнения суборбитального полета сразу 12 космических туристов. Они должны были находиться в специальной капсуле, поднимаемой в небо самолетом МиГ-31. Ориентировочная стоимость полета одного человека на этом летательном аппарате могла составить примерно 20-25 тыс. долл. В дальнейшем EADS и РСК «МиГ» предполагали перейти к разработке на базе МиГ-31 системы вывода на орбиту малых коммерческих космических аппаратов.

Однако, какие бы преимущества не сулил каждый из этих проектов, ни одному из них пока не суждено было осуществиться. Найти инвестора не удалось ни РСК «МиГ», ни специалистам МАИ, ни даже бизнесменам из EADS. Похоже, «лед тронулся» только после подключения к проекту «космического» МиГ-31 крайне заинтересованного в развитии своей космической индустрии Казахстана. По крайней мере, выделение, согласно постановлениям правительства этой страны, необходимых финансовых средств позволяет надеяться, что «Ишим» минует участь предшествовавших ему чисто «бумажных» проектов. Об этом свидетельствует заметная активизация работ по этой программе как в самом Казахстане, так и в России.

Что может «Ишим»?

Согласно информации, представленной «Казкосмосом» в Сингапуре в феврале этого года, комплекс «Ишим» предназначен для оперативного выведения на различные орбиты большого количества малых спутников. Он включает в себя два самолета-носителя МиГ-31И, подвешиваемую под фюзеляжем самолета трехступенчатую ракету-носитель, а также воздушный командно-измерительный комплекс на базе самолета Ил-76МД.

Взлетная масса самолета МиГ-31И с ракетой-носителем должна составить 50 т, дальность полета до точки пуска – 600 км, высота точки пуска – от 15 до 18км, а скорость носителя в ней – 2120-2230 км/ч.

Разрабатываемая Московским институтом теплотехники трехступенчатая ракета-носитель, все ступени которой снабжаются работающими на нетоксичных компонентах твердотопливными ракетными двигателями, имеет массу 10 300 кг, длину 10,76 м и диаметр корпуса 1,34 м. В хвостовой части ракеты располагаются раскрывающиеся рули решетчатого типа. Размещенный под головным обтекателем в носовой части ракеты отсек полезной нагрузки имеет длину 1,4 м и диаметр 0,94 м.

Стартующая с борта МиГ-31И ракета способна выводить на круговую орбиту с наклонением 46° космические аппараты массой до 160 кг (на высоту 300 км) или до 120 кг (на высоту 600 км). Параметры орбиты выведения могут меняться в широких пределах, включая высокие эллиптические, гелиосинхронные, экваториальные, полярные, с наклонением до 115° и т.д.

Использование комплекса «Ишим» предлагалось как с собственного аэродрома в Казахстане, так и непосредственно с территории государства-заказчика, при взлете самолета с аэродрома первого класса. Согласно заявлению представителей «Казкосмоса», запуск с помощью комплекса «Ишим» космического аппарата возможен в течение всего 20 дней от момента получения заявки и оплаты предоставляемых услуг, что позволяет заказчику оперативно восстанавливать свою орбитальную группировку в случае нарушения ее работоспособности (потери или аварии находящихся на орбите спутников).

По мнению экспертов «КазКосмоса», в XXI веке потребуется выведение и поддержание на орбите большого числа малых КА, и оптимальным средством для этого и может стать комплекс «Ишим». В последние годы во многих странах мира созданы технологии, которые позволяют «упаковывать» в небольшие спутники массой от единиц до десятков и сотен килограммов приборы, которые раньше размещались только в КА массой от 500 до 3000 кг. Поэтому «Ишим» с его грузоподъемностью в 120-160 кг могбы обеспечить предоставление широкого круга пусковых услуг в интересах самых разных заказчиков.

Согласно заявлениям официальных представителей МИТ, работы по созданию ракеты-носителя для комплекса «Ишим» идут по утвержденному графику, и уже в 2007 году первые такие изделия были готовы для проведения испытаний. К этому же времени РСК «МиГ» должна доработать имеющиеся МиГ-31Д в вариант МиГ-31И. Так что «Ишим» могбы приступить к запускам на околоземные орбиты первых микроспутников.

Интерес к проекту проявляли ряд британских, израильских и итальянских фирм. Велись переговоры казахстанского правительства и с другими зарубежными компаниями, заинтересованными в эффективном и сравнительно дешевом освоении космического пространства и специализирующимися на выведении на низкие околоземные орбиты малых спутников гражданского назначения. Кроме того, в интересах финансирующей проект казахзстанской стороны посредством комплекса «Ишим» планировалось запустить два космических аппарата дистанционного зондирования Земли и шесть КА для мониторинга состояния нефтегазовых инфраструктур.

Второй проект. Противоспутниковый авиационный комплекс МиГ-31Д «Контакт» [12]

Противоспутниковый авиационный комплекс МиГ-31Д «Контакт» был разработан концерном «Алмаз» для поражения низкоорбитальных спутников. Главный конструктор комплекса - А. А. Леманский. Судя по всему, разработка комплекса была начата по решению Военно-промышленной комиссии при Совете Министров СССР от 6 января 1983 года. Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о создании комплекса вышло 27 ноября 1984 года.

02.jpg

Противоспутниковый авиационный комплекс МиГ-31Д «Контакт» / Фото: topwar.ru

Наземные средства обнаружения целей и наведения авиационного комплекса размещались на площадке № 74 полигона Сары-Шаган. В соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 29 ноября 1983 года № 1124-361сс, начиная с 1984 года, в интересах создания противоспутниковой системы работал также опытный образец комплекса системы противоракетной обороны «Азов» на полигоне Сары-Шаган.

79m6.jpg

Ракета 79М6 комплекса 30П6 «Контакт» / Фото: www.dogswar.ru

В состав противоспутниковой системы входили радиолокационно-оптический комплекс распознавания космических объектов 45Ж6 «Крона», система передачи команд 46И6, противоспутниковый авиационный комплекс 30П6 «Контакт» в составе самолета-носителя МиГ-31Д и ракеты 79М6 «Контакт» с кинетическим перехватчиком спутников. Самолет-носитель МиГ-31Д (изделие 07) был создан на основе перехватчика МиГ-31. Техническое предложение по созданию самолета-носителя было разработано по решению Военно-промышленной комиссии при Совете Министров СССР от 6 января 1983 года. Эскизный проект МиГ-31Д был разработан и защищен у Заказчика в 1985 году. В том же году была подготовлена и передана на Горьковский авиазавод техническая документация для постройки первых самолетов данного типа.

Постройка первой опытной машины (бортовой №071) завершилась к концу 1986 года, и 17 января 1987 года экипаж в составе летчика-испытателя ОКБ им. А. И. Микояна Авиарда Фастовца и штурмана-испытателя Леонида Попова поднял ее в первый полет. Прототипы МиГ-31Д не имели бортовой радиолокационной станции - вместо нее устанавливался массовый эквивалент массой 200 килограммов. Радиопрозрачный носовой обтекатель был заменен на цельнометаллический, установлен центральный выдвижной пилон для противоспутниковой ракеты. В 1987 году завершилась постройка второй машины и начались ее летные испытания. К началу 1990-х годов этап летно-конструкторских испытаний МиГ-31Д был завершен, и обе машины были перебазированы для прохождения дальнейших испытаний на полигон Сары-Шаган.

Ракета 79М6 «Контакт» была разработана в КБ «Факел». Это была трехступенчатая ракета. На первых двух ступенях были установлены твердотопливные ракетные двигатели разработки ОКБ-16 (Казанское КБ двигателестроения), на третьей - жидкостный ракетный двигатель. Длина ракеты - около 10 метров, диаметр - 74 сантиметра, масса - 4550 килограммов, масса перехватчика - 20 килограммов. Пуск ракеты предполагалось осуществлять с высоты 15-18 километров. Она могла поражать цели в диапазоне орбит от 120 до 600 километров.

ТТХ комплекса:

Носитель
30П6 / МиГ-31Д
Ракета 79М6 "Контакт" - МКБ "Факел"
Длина ракеты ок. 10 м
Диаметр ракеты 740 мм
Масса ракеты 4550 кг
Масса полезной нагрузки 20 кг (? кинетический перехватчик)
Дальность полета носителя до точки пуска максимальная 600 км
Скорость носителя в точке пуска 2120-2230 км/ч / 2.55 М
Высота точки пуска 15-18 км
Высота орбиты полезной нагрузки
от 120 км
Угол наклонения орбиты ИСЗ-цели 50-104 град


По имеющимся сведениям, до летных испытаний ракеты в составе комплекса дело не дошло. В начале 1990-х годов все работы по созданию комплекса «Контакт» были свернуты. Хотя исследовательские работы велись вплоть до 1995 года. В конце 1990-х годов рассматривался вопрос создания на базе ракеты «Контакт» ракеты-носителя «Ишим» воздушного базирования. Носитель планировали сделать совместной российско-казахстанской разработкой. Однако он так и остался на бумаге. Начиная с 2009 года в России идут разговоры о возобновлении работ по созданию противоспутниковой системы «Контакт». Судя по косвенным признакам, такие работы ведутся, но подробности о них неизвестны.

Проект авиационно-ракетного комплекса на базе самолета ТУ-160

Ту-160CК («Бурлак-Диана») - авиационно-космический комплекс [13]

Необходимость создания авиационно-космического комплекса «Бурлак» была обусловлена тем, что при ведении боевых действий противник может уничтожить или существенно ослабить орбитальную группировку разведывательных спутников и спутников системы предупреждения, а наземные стартовые комплексы космодромов могут быть выведены из строя.

Разработка комплекса велась с 1991 года. МКБ «Радуга», ОКБ МЭИ и ОКБ им. А.Н.Туполева на базе самолета Ту-160 и научно-технического задела по авиационным и ракетным системам.

Концепция системы «Бурлак» аналогична реализованной в проекте «Пегасус» американской компанией «Орбайтл Сайнсиз».

1-1a.jpg

Двухступенчатая ракета-носитель «Бурлак» / Фото: testpilot.ru

Для запуска двухступенчатой ракеты-носителя «Бурлак» применяется переоборудованный тяжелый бомбардировщик Ту-160СК. Для запуска планировалось использовать базовый прицельный комплекс Ту-160 с возможностями адаптации под задачи запуска ракеты «Бурлак».

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

Для взлета самолета-носителя Ту-160СК с ракетой необходима взлетно-посадочная полоса длиной 3,5 км.

Радиус запуска КА от аэродрома базирования 5000 км. В составе системы создается командно-измерительный комплекс на базе самолета Ил-76СК.

Средства подготовки ракеты и комплекса автономны, мобильны и обеспечивают оперативный запуск целевой нагрузки.

В перспективе на базе ракеты «Бурлак» предполагалось создать новую ракету-носитель «Бурлак-М». На первой ступени «Бурлак-М» будет применен гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель.


В этом варианте масса полезной нагрузки по сравнению с комплексом «Бурлак» по расчетам должна возрасти в 1,5 раза.

Ввод системы в эксплуатацию планировался в 1998-2000 годы.

В дальнейшем по программе конверсии проект авиационно-космического комплекса «Бурлак» был переориентирован на вывод на орбиту «малых» спутников для создания системы связи, спутниковой навигации, контроля, поиска полезных ископаемых и т.д. Экологически чистый, экономичный, мобильный и оперативный комплекс «Бурлак» обеспечивает вывод на любую заданную орбиту космических аппаратов как для создания многоспутниковых систем, так и для их поддержания в рабочем состоянии, с заменой выработавших ресурс или вышедших из строя спутников.

Применение комплекса Ту-160СК обеспечивает:

  • 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 при минимальных зонах отчуждении;
  • возможность запуска коммерческого спутника с территории государства-заказчика;
  • максимальное сохранение научно-технических секретов.

Технически использование самолета-носителя Ту-160 в качестве 1-й ступени для запуска космических ракетных разгонщиков ИСЗ «Бурлак» дает возможность:

  • уменьшить начальную массу космического разгонщика;
  • исключить вертикальный участок траектории с обеспечением начальной скорости ракеты 220-500 м/с (М= 0,8-1,7) на высотах 9-13 км;
  • устранить необходимость содержания и обслуживания дорогостоящих стартовых комплексов. В состав авиационно-космического комплекса «Бурлак» входят самолет-носитель Ту-160СК, космический разгонщик «Бурлак», самолетный командно-измерительный пункт Ил-76СК и комплекс средств наземного обслуживания и обработки информации.

Носитель «Бурлак» проектируется МКБ «Радуга». Масса этого двухступенчатого носителя составит 32 т, длина - 22 м. «Бурлак» стартует уже за пределами самых плотных слоев атмосферы - с высоты 9-11 км или 12-13 км с достаточно высокой начальной скоростью М=0,8 или М=1,7 (в зависимости от высоты старта). Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200-1000 км грузов массой 600-800 кг (полярные орбиты) или 840-1100 кг (экваториальные орбиты).

Минимальная стоимость предварительных работ оценивается в 160 миллионов долларов. Стоимость одного коммерческого запуска - 2,5 миллиона долларов. При этом стоимость вывода на орбиту 1 кг груза находится в пределах 6000-8000 долларов.

1-5a.jpg

Фото: testpilot.ru

Первоначально программа была чисто российской, но вскоре с ней познакомилась германская фирма OHB-System из Берлина. Совместно с российской ассоциацией «Бурлак» (кроме АНТК имени Туполева и МКБ «Радуга», в нее вошли ЦАГИ, ЛИИ, ОКБ МЭИ и др.) OHB-System выполнила по заказу немецкого космического агенства DARA две фазы углубленных исследований, которые продемонстрировали не только техническую реализуемость проекта, но и подтвердили его хорошие экономические и коммерческие перспективы. В целях дальнейшего практического осуществления проекта российские и германские фирмы договорились о создании совместного предприятия для организации работ по программе.

В 1994 году российско-германский проект, получивший название «Бурлак-Диана» (Burlak-Diana), был представлен на авиашоу в Сингапуре.

Но после первого немецкого взноса в 600 тысяч дойчмарок, которые растворились в иномарках и саунах, сотрудничество приостановлено. Работа по проекту «Бурлак» и его модификациям продолжается сейчас только за счет энтузиазма сотрудников и нового руководства АНТК им. А.Н.Туполева. По словам заместителя генерального директора АНТК Юлия Каштанова, разработка носителя продвинулась достаточно далеко, несмотря на недостаточное финансирование.

В 1995 году самолет Ту-160 0401 с макетом космического разгонщика «Бурлак» был представлен на Парижском авиационном салоне и вызвал огромный интерес у специалистов и публики. В 1997 году Ту-160 с макетом «Бурлака» был показан на МАКС. Модели основных элементов комплекса были представлены на МАКС-99.

Помимо проблем с финансированием реализации проекта «Бурлак» препятствует и жесткая конкуренция со стороны отечественных фирм, стоящих перед необходимостью тем или иным способом избавляться от огромного арсенала стратегических ракет и выбирающих, разумеется, вариант их уничтожения путем запуска в космос.

Своеобразным продолжением проекта «Бурлак» можно назвать американо-украино-российскую программу High Altitude Air Launch (НААL), которая в варианте «2001» предусматривала использование в качестве носителя самолёт Ту-160, а ракеты-носителя - одну из уже существующих ракет массой от 20 до 50 тонн с выводом в космос полезной нагрузки от 400 до 1 500 кг.

1-4a.jpg

Три проекции / Изображение: testpilot.ru

Тактико-технические показатели

Описание
Конструкция ассоциация «Бурлак»
Обозначение Ту-160СК
Тип авиационно-космический комплекс
Проект 1991-95
Экипаж, чел 4
Геометрические и массовые характеристики
Длина, м 54,1
Взлетная масса, кг максимальная 275000
нормальная 267600
Силовая установка
Число двигателей 4
Двигатель ДТРФ НК-32
Тяга двигателя, кгс (кН) максимальная 14000 (137,2)
форсажная 25000 (245,7)
Летные данные
Практическая дальность полета, км 11000
Скорость пуска, км/ч (М=) Н=9-11 км (0,8)
Н=12-13 км 1700 (1,7)
Высота орбиты РН, км 200-1000
Вес ПН, кг полярные орбиты 600-800
экваториальные орбиты 840-1100
Проект авиационно-ракетного комплекса на базе самолета ТУ-144
Проект авиационного ракетного комплекса «Кречет» (СССР) [14]

В период с 1974 по 1986 годы. КБ «Южное» проводились проектно-исследовательские работы по созданию авиационных ракетных комплексов с твердотопливными стратегическими ракетами. В качестве самолетов-носителей рассматривались сверхзвуковые самолеты Ту-144 и Ту-160К, а также дозвуковой военно-транспортный самолет Ан-124. Пассажирский сверхзвуковой самолет Ту-144 разрабатывался в СССР с 1964 года. Первый полет самолет совершил в декабре 1968 года. В конце 1975 года самолет Ту-144 начал эксплуатироваться на линии Москва - Алма-Ата. Грузоподъёмность самолета Ту-144 (до 40 т) и размеры внутрифюзеляжного отсека позволяли рассматривать его в качестве возможного носителя малогабаритных МБР.

1.jpg

Сверхзвуковой самолет Ту-144 / Фото: Aviarf.ru

Первоначально прорабатывался вариант самолета с двигателями НК-144А. Проведенные исследования показали возможность размещения на самолете-носителе Ту-144 до трех МБР. Запуск ракет предусматривался в пределах воздушного пространства СССР. Выход на рубеж пуска мог производиться на сверхзвуковой скорости 2300-2500 км/ч. Предусматривалось, что часть самолетов-носителей с размещенными на них МБР будут нести дежурство в состоянии готовности к вылету. При этом экипажи должны были размещаться в специальном салоне внутри самолета. Это позволяло сократить промежуток времени с момента получения команды на взлет до начала разбега. Удаление рубежа пуска ракет от аэродрома базирования составляло 2500 км, а дальность полета ракет - 7000-9000 км. В последующем были проработаны проекты авиационных ракетных комплексов на базе самолета Ту-144Д с двигателями РД-36-51. В этих проектах рассматривалось использование в качестве носителя баллистических ракет модернизированного самолета Ту-144Д с увеличенным запасом топлива. Максимальная дальность полета ракет была уменьшена по сравнению с первоначальным вариантом и составила 3000-5000 км. Соответственно, значительно уменьшились габариты и масса ракет.

3.jpg

Баллистическая ракета 4-го поколения «Кречет-Р» / Изображение: www.dogswar.ru


В НИР «Кречет» в качестве варианта самолета-носителя БРВЗ рассматривался модернизированный многорежимный стратегический бомбардировщик Ту-160. Бомбардировщик Ту-160 был принят на вооружение ВВС в 1987 году. Он может выполнять полет как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой скорости. На модернизированном бомбардировщике этого типа Ту-160К могли размещаться две малогабаритные двухступенчатые баллистические ракеты 4-го поколения «Кречет-Р» со стартовой массой 24,4 т и дальностью полета 7500 км. На ракете планировали установить автономную инерциальную систему управления с коррекцией от внешних источников информации. Управление полетом ракеты предусматривалось с помощью аэродинамических рулей на первой ступени и поворотного управляющего сопла на двигательных установках первой и второй ступени. Ракета должна была оснащаться разделяющейся головной частью с шестью боевыми блоками индивидуального наведения либо моноблочной боевой частью с комплексом средств преодоления ПРО. 
Впервые в практике отечественного ракетостроения предполагалось реализовать отделение баллистической ракеты среднего класса от самолета-носителя на сверхзвуковой скорости. Ракета могла также стартовать и при дозвуковой скорости самолета-носителя. Двигатель 1-й ступени должен был запускаться примерно через 3 секунды после начала движения ракеты в грузовом отсеке. Предусматривался разворот ракеты на угол 45 градусов по каналу крена и отворот на угол 10 градусов по каналу рыскания аэродинамическими рулями для снижения газодинамического воздействия струи двигателя 1-й ступени ракеты на самолет-носитель, а также для исключения возможности пересечения курса самолета-носителя ракетой. Авиационный ракетный комплекс разрабатывался с июля 1983 г. по декабрь 1984 г. Разработка завершилась выпуском эскизного проекта.
 
Помимо вышеупомянутых работ по БРВЗ с 1979 года Московским институтом теплотехники по проекту «Агат» разрабатывалась унифицированная баллистическая ракета, предназначенная для использования как сухопутными войсками, так и ВВС. Эта ракета должна была заменить ракету оперативно-тактического назначения «Темп-С».
 
Накопленный КБ «Южное» опыт по разработке авиационного ракетного комплекса «Кречет» был использован в начале 1990-х годов. Договор СНВ-1 являлся двусторонним и затрагивал стратегические наступательные вооружения только СССР и США. После распада СССР юридические обязательства по этому договору перешли к России. На другие страны, в том числе ранее входившие в состав СССР, договор СНВ-1 и предусмотренный им запрет на производство, испытания и развертывание БРВЗ не распространялся. Это позволило находящемуся на территории Украины КБ «Южное» продолжить работы по БРВЗ. В 1992-1994 гг. КБ «Южное» в интересах Минобороны Украины совместно с кооперацией разработчиков ракетных систем и самолетов были выполнены проектно-конструкторские работы по авиационному ракетному комплексу с БРВЗ. В качестве носителей БРВЗ рассматривались оставшиеся на Украине самолеты стратегической авиации, а также перспективные модели самолетов АНТК им. О.К. Антонова.
 
На них предусматривалось разместить баллистические ракеты новой разработки. В результате были сформированы технические предложения по облику перспективных авиационных ракетных комплексов для двух рубежей дальности. Значения дальности полета рассматривавшихся вариантов БРВЗ в опубликованных материалах КБ «Южное» не приводились. Учитывая, что Украина отказалась от ядерного оружия и присоединилась к Договору о нераспространении ядерного оружия, создаваемые Украиной БРВЗ, могли иметь только неядерное боевое оснащение. В 1996 г. разработки в области БРВЗ были приостановлены. Одной из причин этого стала необходимость выполнения Украиной обязательств по поэтапной утилизации самолетов стратегической авиации.

2.jpg

Проект авиационного ракетного комплекса «Кречет»/ Изображение: www.dogswar.ru

Тактико-технические характеристики авиационного ракетного комплекса «Кречет» на базе самолета Ту-144

Самолет-носитель - модернизированный самолет Ту-144
Длина самолета, м 
65,7
Размах крыла, м 28,8
Высота самолета, м 12,85
Вес пустого самолета, кг 91800
Максимальный взлетный вес, кг 195000
Число и тип двигателей
4 ТРДД НК144А
Тяга двигателей, кг: нормальная - 4 х 15000;
максимальная - 4 х 20000
Крейсерская скорость полета, км/ч 2200
Практическая дальность полета, км
6500
Практическая высота полета, км
18-20
Экипаж, чел
3
Баллистическая ракета «Кречет» 
Головной разработчик
КБ «Южное»
Год принятия на вооружение
1974 (НИР)
 Максимальная дальность стрельбы, км 7000-9000
 Тип топлива
твердое смесевое
Тип системы управления
инерциальная с коррекцией от спутниковой системы
Размещение на самолете
горизонтальное в отсеке вооружения
Число ракет на самолете
3
Способ старта - сброс через люк отсека вооружения
Способ старта - сброс через люк отсека вооружения


На этом завершается первая часть публикации. Во второй части автор рассмотрит разработаные проекты авиационно-ракетных комплексов В США.

Продолжение Следует

При написании материала использовались данные открытых интернет источников:

1.Издание РИА Новости, публикация «Владимир Дегтярь: испытания воздушного старта возможны через три года». Интервью.

2.      Материал из Википедии — свободной энциклопедии, публикация «Воздушный старт».

3.      Материал из Википедии — свободной энциклопедии, публикация  «Суборбитальный космический полёт».

4.      Материал из Википедии — свободной энциклопедии, публикация  «NOTS-EV-1 Пилот».

5.      Сайт издания «Военное обозрение», публикация «История программы "Спираль"».

6.      Материал из Википедии — свободной энциклопедии, публикация «Лозино-Лозинский.  Глеб Евгеньевич».

7. Сайт издания "Сделано у нас", публикация "В России разработан проект многоразовой двухступенчатой авиационно-космической системы"

8.Сайт издания RUFOR.ORG, публикация "Проект ракетного комплекса на базе ИЛ-76МД-90А и БРПЛ «Лайнер» (СССР)"

9.Сайт издания "ЦЕНТР военно-политических исследований", публикация "Российский аэрокосмический проект «Воздушный старт»", Б.В. Бальмонт, А.С. Карпов,  Р.К. Иванов.

10. Сайт издания "Военное обозрение", публикация "Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС)"

11. Сайт Тelenir.Net, публикация "«Мигом» – к звездам. Проект «Ишим»", Андрей Фомин, Игорь Афанасьев.

12. Сайт издания Dogs of War, публикация "Ракета 79М6 комплекса 30П6 «Контакт» (СССР)"

13. Сайт Test pilot, "Испытатели", публикация "Ту-160CК («Бурлак-Диана») - авиационно-космический комплекс".

14. Сайт издания Dogs of War, публикация "Проект авиационного ракетного комплекса «Кречет» (СССР)"



Источник: ИА "ОРУЖИЕ РОССИИ", Станислав Закарян
12

Теги: Нереализованные проекты, мировые разработки, Россия, США, АКК «Воздушный старт»