Авиационно-космическая система «Спираль. Многоцелевая авиационно-космическая система
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано для выведения на низкие и средние околоземные орбиты различных полезных нагрузок, а также для их оперативной доставки в отдаленные точки Земли или Мирового океана. Согласно изобретению система включает в себя самолет-носитель и ракету-носитель с жидкостными ракетными двигателями. Ракета размещена в транспортно-пусковом контейнере с теплоизоляцией. Контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, а между его глухим торцом и торцом ракеты образована пневмокамера. В камере расположены устройства заправки ракеты топливом и рабочими телами, элементы дренажа, подпитки двигателей топливом, электрические связи. Все упомянутые средства разъемно подсоединены к торцу ракеты. Контейнер также снабжен устройством пневматического десантирования в виде источника высокого давления, соединенного с пневмокамерой. Свободный торец контейнера герметично соединен по периметру с отверстием фюзеляжа самолета для выхода ракеты-носителя. Изобретение позволяет увеличить грузоподъемность, снизить стоимость выведения полезной нагрузки и обеспечить высокую безопасность (в том числе экологическую) системы и экипажа. 1 ил.
Изобретение относится к аэрокосмической технике и, в частности, может быть использовано для выведения на низкие и средневысокие околоземные орбиты различных полезных нагрузок, например, спутников связи, навигации, мониторинга, в том числе экологического, аппаратуры для научных исследований, а также для оперативной доставки полезных грузов в отдаленные точки Земли и Мирового океана. По данным европейской фирмы "Евроконсалт" в период 2000 - 2015 годов потребуется вывести в космос около 1800 спутников по более чем 200 проектам, на околоземные орбиты с высотой до 3000 - 5000 км с различными наклонениями. Потенциал рынка стартовых услуг составит около 15-20 млрд. долл. США. Учитывая актуальность создания средств выведения ракет легкого класса, разработки по ним ведутся в США, ФРГ, Великобритании, Украине, России, Японии, Китае. В США создана и эксплуатируется авиационно-космическая система "Пегас" грузоподъемностью около 450 кг, на Украине ведутся работы по проекту "Орiль", в России - по проекту "Штиль-ЗА", "Бурлак-Диана". Проекты "Орiль" и "Штиль-ЗА" используют в качестве ракет-носителей межконтинентальные баллистические ракеты на токсичном топливе АТ-НДМТ и не обеспечивают экологической безопасности эксплуатации. Известны авиационно-космические системы запуска летательных аппаратов с "крыши" самолета-носителя, например ракеты-носителя или малоразмерного космического самолета (патент РФ N 2061630, МКИ 6 B 64 G 1/14). Недостатком таких систем является необходимость запуска ракетных двигателей для ухода с самолета-носителя, что является чрезвычайно опасным при авариях ракеты в процессе ее запуска. Проект "Бурлак-Диана" (журнал "Aviation Week and Space Technol", 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер-Бенц Аэроспейс П. Г. (патент РФ N 2120398, МКИ 6 B 64 G 1/14) используют крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя. Недостатками этих проектов являются ограничения по диаметру ракеты-носителя, определяемые располагаемыми размерами между нижней поверхностью самолета и взлетной полосой, а также необходимость создания на ракете-носителе аэродинамических поверхностей для осуществления маневра набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя. Известна авиационно-космическая система фирмы Rockwell International Corporation (патент США N 5402965, МКИ 6 B 64 G, 1/14), состоящая из самолета-носителя и установленной под ним ракеты-носителя с возвращаемым космическим летательным аппаратом (полезная нагрузка), осуществляющая горизонтальный старт с аэродрома, доставку ракеты-носителя с полезной нагрузкой в точку ее отделения от самолета-носителя, выведение ракетой-носителем полезной нагрузки в заданную точку орбиты и отделение нагрузки с последующим ее возвращением на Землю. Известно также техническое решение по патенту РФ N 2026798, МКИ 6 B 64 D, 5/00 фирмы Orbital Sciences Corporation, US, представляющее ракету-носитель, сбрасываемую с самолета-носителя, содержащую ступени с двигательными установками, крыло и полезную нагрузку. Недостатки вышеупомянутых технических решений по патенту США N 5402965 и патенту РФ N 2026798 повторяют недостатки системы "Бурлак-Диана", описанной выше, и, кроме того, усложняют систему управления из-за необходимости управлять как на участке аэродинамического полета с использованием крыла, так и на участке реактивного полета. Все описанные выше авиационно-космические системы реализуют отделение ракеты-носителя от самолета-носителя либо за счет запуска реактивных двигателей на самолете-носителе, либо за счет использования вытяжных парашютов, либо за счет использования аэродинамических возможностей крыльев ракеты-носителя. Известно техническое решение по патенту США N 5279199, МКИ F 41 F 3/06, B 64 D 1/04 фирмы Хьюс Эйркрафт Компани, представляющее способ и аппарат для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета и выталкивающее устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува. Недостатками этого способа и аппарата выталкивания являются: - неконтролируемые усилия на элементы конструкции ракеты в местах их контактов с пневматической подушкой, приводящие к недопустимым нагрузкам на эти элементы и их возможному разрушению, что снижает надежность ракеты; - проблематичность использования для ракет-носителей со значительной массой, так как исключается возможность размещения установочных элементов (опор) ракеты-носителя в зоне размещения (укладки) пневматической подушки, что приводит к неоптимальному нагружению ракеты-носителя, к увеличению массы ее конструкции и, соответственно, к потере массы полезного груза; - малая эффективность устройства выталкивания с помощью пневматической подушки, так как развиваемое давление в подушке ограничено объемом подушки, размещаемой в габаритах пусковой трубы. Наиболее близким аналогом предлагаемого изобретения является авиационно-космическая система "Пегас" по патенту США N 4901949, МКИ 6 B 64 G 1/14, содержащая самолет-носитель, ракету-носитель, с пороховыми двигателями, крыло и полезную нагрузку. Недостатками данной системы являются упомянутые выше ограничения по диаметру ракеты-носителя, подвешиваемой под самолетом-носителем, наличие на ракете-носителе крыла для набора высоты после горизонтального отделения от самолета-носителя, усложненная система управления (для двух режимов: для полета на крыле и для реактивного полета), а также, как следствие, низкая грузоподъемность этой системы и высокая удельная стоимость выводимой полезной нагрузки. Задачей предлагаемого изобретения является увеличение грузоподъемности авиационно-космической системы, снижение удельной стоимости выведения полезной нагрузки и обеспечение увеличенных габаритов зоны для размещения полезных нагрузок, при одновременном обеспечении безопасности самолета-носителя и его экипажа, а также экологической безопасности системы. Поставленная задача достигается тем, что в авиационно-космической системе, содержащей самолет-носитель, ракету-носитель и полезную нагрузку, ракета-носитель с жидкостными ракетными двигательными установками размещена в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, бортовыми элементами устройств заправки ракеты-носителя топливом и рабочими телами, элементами устройств дренажа и подпитки жидкостных ракетных двигательных установок топливом, при этом транспортно-пусковой контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя. Ракета-носитель установлена в транспортно-пусковом контейнере с помощью установочных элементов, по крайней мере, в двух поясах, а между ее торцом и глухим торцом транспортно-пускового контейнера образована герметичная пневматическая камера, в которой размещены бортовые элементы упомянутых устройств заправки, элементы устройств дренажа и подпитки, которые подсоединены к ракете в ее торце с помощью разъемных соединений, причем устройство пневматического десантирования выполнено в виде источника высокого давления, соединенного с помощью запорной арматуры с пневматической камерой транспортно-пускового контейнера, который снабжен теплоизоляцией. Свободный торец транспортно-пускового контейнера совпадает с отверстием в фюзеляже СН и герметично соединен с периметром этого отверстия. Предложенная авиационно-космическая система изображена нa чертеже, где: 1 - самолет-носитель (СН); 2 - ракета-носитель (РН); 3 - полезная нагрузка (ПН); 4 - жидкостные ракетные двигательные установки (ЖРДУ); 5 - фюзеляж самолета-носителя; 6 - транспортно-пусковой контейнер;
7 - устройство пневматического десантирования;
8 - бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами;
9 - элементы устройства дренажа;
10 - элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом;
11 - электрические связи;
12 - установочные элементы;
13 - глухой торец транспортно-пускового контейнера;
14 - пневматическая камера;. 15 - разъемные соединения;
16 - источник высокого давления;
17 - запорная арматура;
18 - теплоизоляция;
19 - свободный торец транспортно-пускового контейнера;
20 - разрываемая мембрана. Предложена авиационно-космическая система, содержащая самолет- носитель 1, ракету-носитель 2 с жидкостными двигательными установками 4 и полезной нагрузкой 3. Ракета-носитель 2 размещена в транспортно-пусковом контейнере 6 с помощью установочных элементов 12, по крайней мере, в двух поясах РН 2, при этом транспортно-пусковой контейнер 6 установлен внутри фюзеляжа 5 самолета-носителя 1. В транспортно-пусковом контейнере 6 размещено устройство пневматического десантирования 7, выполненное в виде источника высокого давления 16. Между глухим торцом 13 транспортно-пускового контейнера и торцом ракеты- носителя образована герметичная пневматическая камера 14, в которой расположены бортовые элементы устройства заправки 8 РН 2 топливом и рабочими телами, элементы устройств дренажа 9 и подпитки ЖРДУ топливом 10, которые подсоединены к торцу ракеты-носителя 2 с помощью разъемных соединений 15. Источник высокого давления 16 соединен с помощью запорной арматуры 17 с пневматической камерой 14. Транспортно-пусковой контейнер 6 снабжен теплоизоляцией 18. Свободный торец 19 транспортно-пускового контейнера 6 закрыт разрываемой мембраной 20 при выходе РН 2 из СН 1, причем свободный торец 19 герметично соединен с периметром отверстия в фюзеляже 5 СН 1. Транспортно-пусковой контейнер 6 помимо функций десантирования РН 2 также служит для загрузки в него РН 2 на технической позиции, транспортировки и загрузки в СН 1, для защиты РН 2 от внешних механических и климатических воздействий. Теплоизоляция 18 контейнера служит для термостабилизации топливных баков ЖРДУ 4. Устройство пневматического десантирования 7 служит для выталкивания РН 2 из транспортно-пускового контейнера 6, размещенного в фюзеляже СН 1, и содержит источник высокого давления 16 с запорной арматурой 17 и герметичную пневматическую камеру 14, образованную глухим торцом транспортно-пускового контейнера 13 и торцом РН 2 с установочными элементами 12. Бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8 могут быть выполнены в виде трубопроводов с запорной арматурой и разъемными элементами сопряжения и предназначены для заправки на базовом аэродроме ЖРДУ 4 топливом и систем РН 2 рабочими телами перед стартом СН 1. Элементы устройства дренажа 9 установлены в пневматической камере 14 и служат для сброса паров компонентов топлива, например криогенных, из баков ЖРДУ 4 за борт самолета как в период предстартовой подготовки, так и в период полета самолета. Элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10 служат для дозаправки баков ЖРДУ как во время предстартовой подготовки СН 1, так и во время полета до выхода РН из контейнера. Размещение бортовых элементов устройств заправки РН топливом и рабочими телами, элементов устройства дренажа и элементов устройства подпитки ЖРДУ топливом, а также их связей с РН в пневматической камере необходимо для рассоединения их от РН ходом ракеты, что упрощает схему отсоединения и повышает надежность системы. Герметизация свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера по периметру отверстия в фюзеляже 5 СН позволяет при десантировании из него РН изолировать внутренний объем фюзеляжа, где находятся люди, сопровождающие РН, и тем самым не подвергать их возможной опасности воздействия на них внешней среды. Предложенная авиационно-космическая система функционирует следующим образом. Самолет-носитель 1, например, тяжелый транспортный самолет АН-124-100, с ракетой-носителем 2 на борту стартует с аэродрома базирования и осуществляет полет в расчетный район запуска РН, например в район экватора. В районе запуска РН 2 самолет-носитель 1 выполняет маневр с выходом на участок траектории, где вертикальная перегрузка близка к нулю (участок невесомости). На этом участке при достижении расчетных параметров, соответствующих началу старта РН 2, например, на высоте 10-12 км, угле траектории к местному горизонту 15-25 o и скорости полета 650-750 км/час, подается команда на срабатывание устройства пневматического десантирования 7 и открытие запорной арматуры 17 источника высокого давления 16, из которого газ поступает в пневматическую камеру 14. При достижении избыточного давления газа в пневматической камере 14, например, около одной атмосферы, происходит отсоединение РН 2 с установочными элементами 12 от транспортно-пускового контейнера 6 и под давлением газа начинается выход РН 2 из свободного торца 19 транспортно-пускового контейнера 6, при этом вскрывается мембрана 20 ходом РН. Одновременно ходом РН 2 рассоединяются разъемные соединения 15, отстыковывая бортовые элементы устройств заправки РН топливом и рабочими телами 8, элементы устройства дренажа 9, элементы устройства подпитки ЖРДУ топливом 10, электрические связи 11. В течение расчетного времени, например, за 1,5-2,5 сек, РН 2 осуществляет выход из фюзеляжа самолета-носителя 5, после чего выполняет безмоторный полет в течение времени, обеспечивающего достижение безопасного расстояния от СН 1, например, на удаление 150-200 м. Затем включаются ЖРДУ 4 ракеты-носителя 2 и осуществляется полет ракеты-носителя с доставкой полезной нагрузки 3 на заданную орбиту. Предложенное изобретение позволяет:
- увеличить габариты зоны для размещения полезных нагрузок за счет использования значительно больших объемов фюзеляжа, например, АН- 124-100 "Руслан", по сравнению с размерами между нижней поверхностью фюзеляжа и взлетной полосой всех известных систем, в том числе системы "Пегас";
- увеличить грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки. Например, при использовании в качестве самолета-носителя АН-124-100 "Руслан", стоимость выведения одного килограмма полезной нагрузки в 5-6 раз меньше подобной стоимости системы "Пегас". Это достигается за счет размещения РН в транспортно-пусковом контейнере с устройством пневматического десантирования, позволяющих реализовать десантирование РН в условиях, близких к невесомости;
- обеспечить высокую безопасность СН и его экипажа за счет включения ЖРДУ РН на значительном удалении от СН, возможном вследствие того, что РН уже сообщен начальный импульс скорости при десантировании, а также за счет изоляции экипажа от воздействия внешней среды при выходе РН из СН;
- обеспечить экологическую безопасность системы за счет возможности использования ЖРДУ на экологически чистых компонентах топлива, например "жидкий кислород-керосин" или "жидкий кислород-сжиженный природный газ". Предложенное изобретение может быть реализовано с использованием существующих транспортных самолетов, например, АН-124-100 "Руслан" или АН-225 "Мрия". Использование существующих ЖРД, например, НК-33, НК-43, РД-0124, 11Д58М, а также освоенных технологий изготовления ракет-носителей позволяют создать в кратчайший срок и с минимальными затратами ракету-носитель для предложенной авиационно-космической системы. Транспортно-пусковой контейнер с устройством пневматического десантирования предложенной конструкции выполняются по известным технологиям и с использованием, в том числе, готовых комплектующих.
МАКС | |
---|---|
Орбитальный самолёт и внешний топливный бак системы МАКС |
|
Общие сведения | |
Производитель | НПО «Молния» |
Страна | СССР СССР |
Применение | Транспортировка на Низкую околоземную орбиту (НОО) и обратно |
Технические характеристики | |
Производство | |
Статус | Отменён, 1991 |
Запущено | не было |
Многоцелевая авиационно-космическая система на Викискладе |
Многоцелева́я авиацио́нно-косми́ческая систе́ма (МАКС) - проект использующего метод воздушного старта двухступенчатого комплекса космического назначения, который состоит из самолёта-носителя (Ан-225 «Мрия») и орбитального космического корабля -ракетоплана (космоплана), называемого орбитальным самолётом . Орбитальный ракетоплан может быть как пилотируемым, так и беспилотным. В первом случае он устанавливается вместе с одноразовым внешним топливным баком. Во втором - баки с компонентами топлива и окислителя размещаются внутри ракетоплана. Вариант системы допускает также установку вместо многоразового орбитального самолёта одноразовой грузовой ракетной ступени с криогенными компонентами топлива и окислителя.
История
Разработка проекта (код разработки - 9А-1048) велась в НПО «Молния» с начала 1980-х годов под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского . Широкой общественности проект был представлен в конце 1980-х гг. При полномасштабном разворачивании работ проект мог быть реализован до стадии начала лётных испытаний уже в 1988 г.
Вместо первой ступени обыкновенной ракеты в проекте используется сверхтяжёлый самолёт Ан-225 ; точнее, на базе Ан-225 предполагалась разработка его нового варианта - Ан-325.
Вторая ступень может быть выполнена в трех вариантах:
- МАКС-ОС-П - базовый вариант с пилотируемым орбитальным самолётом (ракетопланом) и одноразовым баком;
- МАКС-М - беспилотный транспортный вариант с полностью многоразовым орбитальным самолётом (ракетопланом);
- МАКС-Т - беспилотный транспортный вариант с одноразовой ракетной второй ступенью.
В вариантах с ракетопланом полезный груз на низкую орбиту составляет 7 тонн, с одноразовой ракетной ступенью - 18 тонн. Стартовая масса системы - 275 тонн.
Основное назначение многоцелевой системы - доставка грузов и экипажей на орбиту, в том числе на орбитальные станции. МАКС может также использоваться (в том числе оперативно ввиду отсутствия привязки к космодрому и возможности запусков в разных направлениях) для аварийного спасения экипажей космических объектов, для ремонтно-аварийно-технических работ, научных экспериментов, организации производств на орбите, в гражданских и военных целях наземной разведки, экологического и космического контроля.
При разработке проекта использовался опыт НПО «Молния» и результаты работ по проекту АКС «Спираль » и экспериментальному беспилотному орбитальному ракетоплану БОР-4 . Компоновка базового варианта системы МАКС близка к таковой у системы «Спираль», только вместо гиперзвукового используется обычный самолёт-носитель, а вместо ракетной ступени используются двигатели на самом орбитальном ракетоплане.
Важным преимуществом этой системы воздушного старта является отсутствие необходимости в космодроме . «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».
К преимуществам проекта МАКС можно также отнести бо́льшую экологическую чистоту за счёт применения менее токсичного топлива в разработанном многорежимном трёхкомпонентном двигателе РД-701 керосин /водород +кислород).
В рамках инициативных работ НПО «Молния» по проекту созданы меньшие и полномасштабные габаритно-весовой макет внешнего топливного бака, габаритно-весовой и технологический макеты космоплана. Реализация проекта по-прежнему возможна при наличии инвесторов.
Проект «МАКС» получил 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».
Возобновление проекта
Развитие идея получает в 2012 году . Российские аэрокосмические предприятия НПО «Молния» и Экспериментальный машиностроительный завод имени В. М. Мясищева разрабатывают аэрокосмические системы для осуществления суборбитальных туристических полётов и выведение на орбиту коммерческих спутников, говорится в материалах к докладу специалистов предприятий, имеющихся в распоряжении
Многоцелева́я авиацио́нно-косми́ческая систе́ма (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.
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».
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.
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».
1. Многоцелевая авиационно-космическая система "9А-10485" (МАКС)
(
НПО "Молния" , вариант образца 1994 г.)
Пилотируемый орбитальный самолет
Вторая ступень
Авиационно-космический комплекс
2. Многоцелевая авиационно-космическая система
(
НПО "Молния" , вариант образца 2001 г., участвовавший в 2006 г. с небольшими доработками в конкурсе Федерального космического агентства по созданию пилотируемого космического корабля нового поколения в рамках темы
"
Клипер", N
36 ФКП)
Авиационно-космический комплекс
Базовый пилотируемый орбитальный самолет ОС-П
Применение МАКС
Первоначально МАКС создавался по тактико-техническому заданию
(ТТЗ
) Военно-воздушных сил Министерства обороны СССР . Военно-воздушные силы рассматривали МАКС как первоочередную замену дальним стратегическим разведчикам Ту-95МР.
Согласно ТТЗ и секретному постановлению Правительства в НПО Молния" с участием кооперации предприятий в 1983-89 годах были разработаны технические предложения и эскизный проект МАКС (тема "Гонг").
По понятным причинам мы не будем подробно останавливаться на военных аспектах применения МАКС - скажем только, что на всех этапах истории МАКСа у него был только один заказчик - Министерство обороны. Первоначальные целевые задачи его использования прямо вытекали из таких его качеств, как быстрое время реагирования системы (минимальное время подготовки к пуску), мобильное базирование и большой боковой маневр при спуске с орбиты. Ну и конечно, многоразовость основных элементов системы, которая не только снижает стоимость применения, но и, выражаясь военным языком, "позволяет решать целевые задачи меньшим нарядом оперативных средств". Вспомним знаменитую триаду военных целей в космосе, сформулированную генералом Каманиным еще в середине 1960-х годов: разведка, перехват и удар. Правда, Каманин подразумевал ВОС "Спираль" , но по сути МАКС - "это "Спираль" наших дней". Предельно четко выражены задачи МАКСа в интервью командующего 37-й Воздушной армией Верховного Главнокомандования стратегического назначения генерал-лейтенанта Михаила Опарина, возглавшего Дальнюю авиацию РФ, данным им "Российской газете" 11 марта 1999 года . На вопрос: "Какие задачи может решать МАКС в обеспечении безопасности России?", - он ответил:
"Во-первых, вести оперативно-стратегическую разведку <...> "Концепция национальной безопасности Российской Федерации" здесь предельно конкретна: "Особое значение для обеспечения национальной безопасности Российской Федерации имеют своевременное обнаружение угроз и определение их источников". А это значит, что страна нуждается в технике, которая обеспечивает быстрое получение важных для безопасности страны в тот или иной момент данных, независимо от времени суток, года или погодных условий. Заменяя собой десятки самолетов-разведчиков, МАКС способен быстро прозондировать практически любой район Земли на интересующий нас предмет и приземлиться буквально рядом с центром обработки полученной информации. Это выгодно отличает систему от спутников.
<...> мало иметь стратегическую авиацию и высокоточные ракеты, способные "влетать в футбольные ворота" с расстояния в несколько тысяч километров, надо еще точно знать, где эти "ворота" находятся. МАКС дает нам такую способность, позволяет вести разведку в реальном масштабе времени. А это, безусловно, ведет к повышению боевого потенциала Вооруженных Сил РФ в целом.
<...>Во-вторых, МАКС способен делать то, чего не может сделать ни один самолет - инспектировать космические аппараты на орбите, обслуживать орбитальные станции и с наименьшими затратами выводить в космос спутники. И если после старта с Байконура космическому аппарату еще приходится долго маневрировать в космосе, корректируя орбиту, то космолет стартует с летающего "космодрома", который может прибыть в самый удобный для пуска район Земли. С дозаправкой в воздухе "воздушный старт" способен лететь несколько тысяч километров.
МАКС может действовать в широком диапазоне космических высот. В специальном варианте с разгонным блоком эта система достигает и наивысших, геостационарных орбит. Такая техника позволит вести действительно воздушно-космические действия и борьбу за ближний космос, преодолевая нынешний разрыв между самолетами и космическими аппаратами. МАКС способен быть еще и "космическим истребителем", способным уничтожить космический эшелон возможного противника.
В-третьих, МАКС способен успешно решать задачи нанесения ударов высокоточным оружием по сильно защищенным объектам на Земле. Например, по корабельным группировкам, в том числе и по авианосным соединениям и группам, по главным центрам управления агрессора. При этом МАКСы смогут взаимодействовать с самолетами Дальней и морской ракетоносной авиации. МАКС способен выполнять важнейшие задачи обеспечения такого совместного удара - целеуказания, радиоэлектронного подавления противника, разведки результатов удара.
Прибавьте к этому то, что МАКС может быть системой двойного базирования. То есть космический самолет способен базироваться не только на земном аэродроме, но и длительное время может летать на орбите, пристыковавшись к околоземной станции. В этом случае оперативность действий многоразовой системы сильно возрастает".
Добавим, что МАКС может быстро перебазирован на другой аэродром старта, что значительно повышает выживаемость системы в угрожающий период и во время военного конфликта.
Но за время разработки МАКСа поменялись политические, а главное, экономические реалии - нет больше СССР , а вместе с ним исчезло и открытое противостояние глобальных военных блоков. В космосе на смену военно-политическому соперничеству двух сверхдержав пришло широкое международное сотрудничество. Практическое освоение космического пространства поставило новые задачи, решить которые, в силу своих уникальных транспортных и оперативных возможностей, наилучшим образом может именно МАКС, который изначально рассматривался как система двойного применения.
Наиболее полно (с наибольшей экономической эффективностью) возможности многоцелевой авиационно-космической системы в качестве многоразового транспортного средства, обслуживающего грузопоток по маршруту "Земля-орбита ИСЗ-Земля", могут быть реализованы при его использовании в составе орбитального технологического комплекса по промышленному производству полупроводниковых материалов в условиях космического полета.
Слева представлен один из вариантов внешнего облика орбитального завода, проработанный в рамках НИР "Эффективность".
Основой технологического комплекса являются четыре дискообразных молекулярных экрана, движущихся перпендикулярно вектору скорости. Учитывая, что комплекс движется на высоте 400 км в сильно разреженной среде (10 -6 мм.рт.ст), за экраном образуется устойчивая "теневая" зона сверхвысокого вакуума до 10 -14 мм.рт.ст, в которой размещаются производственные установки, производящие методом молекулярно-лучевой эпитаксии наиболее перспективные многослойные полупроводниковые наноструктуры.
Повышенная производительность орбитального технологического комплекса при значительно более высоком качестве продукции обусловлена сверхнизким уровнем микрогравитации (менее 10 -6
g), что позволяет путем орбитальной кристаллизации полученного в наземных условиях поликристалла получить выход продукции
необходимого для микроэлектроники качества до 80% (для сравнения - в земных условиях при производстве арсенида галлия и сверхбольших интегральных схем выход готового продукта всего несколько процентов). Поэтому в орбитальных условиях возможно промышленное производство
гетероэпитаксиальных структур соединений
GaAr, CdTe, CdZnTe,
GeSi/Si и др., позволяющих создать полупроводниковые приборы, имеющие в 5...6 раз более высокое быстродействие и превосходящие в более чем 100 раз по радиационной стойкости (при меньшем электропотреблении и способности работать при более высоких температурах) традиционные приборы на кремниевой основе.
Расчетная годовая производительность каждой установки - до 8000 пластин диаметром 76...400 мм (для сравнения: производительность аналогичной установки в земных условиях - 1500 пластин диаметром 25...150 мм) обеспечивает экономический эффект (годовую прибыль с учетом затрат на амортизацию, стоимость исходных материалов и семи полетов МАКСа) до
$260 млн. (при стоимости одной готовой пластины с гетероэпитаксиальной структурой диаметром 400 мм в пределах
$13000...
18000).
Посмотреть во всех деталях работу орбитального технологического комплекса, периодически обслуживаемого орбитальным самолетом МАКС, можно, установив на свой компьютер наш скринсейвер .
Российские специалисты пришли к выводу, что на основе технологий дальней перспективы может создаваться двухступенчатая, полностью многоразовая авиационно-космическая система (МИГ АКС) горизонтального старта, состоящая из гиперзвукового самолета-разгонщика с комбинированной двигательной установкой и ракетной разгонно-орбитальной ступенью. Двухместный орбитальный аппарат при спуске может совершать аэродинамический маневр с боковым отклонением до 2000 км с приземлением на ВПП длиной от 3500 м. Проект как-бы продолжает многоразовый вариант «Спирали».
На МАКС ’99 группой, объединяющей АНПК «МиГ» им. Микояна, ИВТАН и ЦАГИ, была представлена оригинальная концепция. Эта группа предлагает технику электромагнитной левитации для движения высокоскоростных железнодорожных экспрессов, а также для запуска и возвращения различных ЛА - от беспилотных аппаратов до космических кораблей типа МТКК «Спейс шаттл», не говоря уже о межконтинентальном гиперзвуковом самолете. Эти ЛА должны садиться и взлетать с «электромагнитной ВПП», позволяющей ускорить разгон при взлете и обеспечить торможение при посадке с помощью известного принципа взаимодействия движущегося тела с магнитным полем. Идея была уже испытана в лаборатории на алюминиевых макетах «электромагнитного беспилотного моноплана» массой от 2 до 10 кг, который разгоняли и тормозили с помощью методики «ЭТОЛ» на полосе длиной 5 м.
ВКС, представленный этой группой в Жуковском, базируется на той же методике, позволяющей создать многоразовый одноступенчатый аэрокосмический транспортный аппарат, не загрязняющий окружающую среду и предназначенный для наблюдений, исследований, а также для транспортировки грузов. Такой ЛА позволил бы повысить надежность запусков и снизить удельную стоимость выведения полезных нагрузок на низкие околоземные орбиты или их возвращения на Землю. По словам авторов этого проекта, АНПК «МиГ» им. Микояна и ИВТАН уже несколько лет ведут разработки и эксперименты в этой области и, в частности, на ВПП с электромагнитным разгоном, использующей линейные двигатели со сверхпроводящими магнитами. Судя по результатам этой работы, разгонная ВПП (заменяющая первую ступень ракеты-носителя) формируется из 40 компонентов мощностью 10 10 Дж, которые позволят за 10-15 с осуществить взлет с полосы длиной 3-4 км носителя массой 200-700 т. При этом ускорение составит 2-30, а скорость достигнет 300-500 м/с. Не исключается возможность разгона до 100 м/с аппарата без шасси массой от 50 до 150 т. Та же методика электромагнитных запусков предложена и для многоцелевого беспилотного самолета (противолавинные и противоградовые меры, геологоразведка, наблюдение за экологией и состоянием лесов), а также для самолета для спасения на море массой от 15 до 40 т, который будет взлетать (и совершать посадку туда же) с палубы авианосца, имеющего электромагнитную ВПП длиной от 150 до 200 м.
Российские и европейские проекты МКТС предполагают снижение удельной стоимости выведения полезного груза по сравнению с уровнем традиционных одноразовых РН в 5 - 7 раз при эксплуатации полностью многоразовых МКТС, повышение вероятности выполнения задач полета и безопасности экипажа не менее чем в 5 раз, максимальное сокращение, вплоть до полной ликвидации, зон отчуждения по трассам пусков, применение нетоксичных компонентов топлива, выведение КА на орбиты без сопутствующих фрагментов отработавших конструкций носителя, значительное снижение трудоемкости межполетного обслуживания и подготовки к пуску, повышение автономности управления полетом.
Описание | ||
---|---|---|
Разработчик | РСК МиГ | |
Обозначение | МИГ АКС | |
Тип | двухступенчатая многоразовая авиационно-космическая система | |
Экипаж, чел. | 1 ступень | 2 |
2 ступень | 2 | |
Геометрические и массовые характеристики | ||
Длина, м | 74,5 | |
Размах крыла, м | 42 | |
Высота, м | 19 | |
Стартовая масса, кг | системы | 420000 |
1 ступень | 254000 | |
2 ступень | 166000 | |
H=200 км | 12300 | |
H=400 км | 7000 | |
Возвращаемый полезный груз, кг | 7000 | |
Силовая установка | ||
Двигатели | 1 ступень | турбо-прямоточные |
2 ступень | ЖРД | |
Летные данные | ||
Скорость разделения 1 и 2 ступеней ускорителя, м/с (М=) | (6) | |
Паралакс, км | 620/5000 | |
«Боковая» дальность полета 2 ступени, км | 2000 | |
Потребная длина ВПП, м | более 3500 |