Макс многоразовая авиационно космическая система. Авиационно-космическая система. Европейских проектов было сразу несколько

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».

И две ракетные ступени для вывода корабля на орбиту. В итоге были изготовлены только корабль и несколько его копий в масштабе 1:3 которые слетали в космос. Несмотря на это «Спираль» и американский проект X-15 которые были родом из 1960-х оказались ближе всего к завершению из всех проектов воздушного старта космических грузов на данный момент.

Трудности в создании двигателя для гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГПВРД) и хроническое невезение преследовали такие проекты. И даже сейчас, когда казалось бы появление первых рабочих ГПВРД (X-43 и X-51) открыло для таких проектов дорогу в космос, появление многоразовых первых ступеней (от SpaceX , Blue Origin и Индии) похоже собирается окончательно поставить на истории этих проектов жирную точку. Что же им всё время так мешало? Об этом и пойдёт речь ниже.

Теория

Чем же так выгоден воздушный старт? Дело в том, что он позволяет экономить в массе ракеты за счёт того что часть скорости и высоты покрываются самолётом-разгонщиком (то есть снижает необходимый запас характеристической скорости или delta-V), также это позволяет ставить сразу на первую ракетную ступень ЖРД с вакуумными соплами, которые имеют больший удельный импульс , что увеличивает эффективность двигателя и также снижает вес ракеты. При этом двигатели самолётов, такие как турбореактивные (ТРД), прямоточные (ПВРД) и даже гиперзвуковые (ГПВРД) - хоть и имеют удельный импульс, падающий с ростом скорости, но он всё равно остаётся существенно выше чем у ЖРД до 10 скоростей звука (10М):

Параллельно со сбросами ракетопланов «Стратосферные крепости» B-52 участвовали в испытаниях NASA аппаратов с несущим корпусом названных за их форму и посредственную аэродинамику «летающими ванными» - корабли серии M2-F1 , M2-F2 и M2-F3 (по центру). Как высказывался об этом летательном аппарате Милтон Томпсон : «если бы человек выпал из B-52 в момент отделения M2-F1 от самолёта, то аппарат опередил бы его у Земли». В дальнейшем аэродинамику улучшили, благодаря чему появились HL-10 (справа) и X-25A (слева), но все эти аппараты имели лишь небольшие двигатели и предназначались исключительно для исследования аэродинамики при спуске с орбиты что, в итоге легло в основу конструкции «Спейс Шаттла» . Так что рекордом для всех трёх аппаратов стали результаты в 1976 км/ч по скорости и 27524 м по высоте показанные на HL-10 в полётах 18 и 27 февраля 1970 года соответственно.

Сердцем программы должен был стать гиперзвуковой самолёт-разгонщик, который должен был развивать 4-6М. В начале этот проект хотели поручить ОКБ Туполева (уже занимавшемся в тот момент Ту-144) но в итоге он от него отказался. Проект приняло ОКБ Микояна которое проводило продувки моделей самолёта в аэродинамической трубе вплоть до закрытия проекта. Самолёт-разгонщик разгонялся с помощью разгонной тележки до скорости 400 км/ч после чего запускал свои двигатели и отрывался от земли. Для улучшения аэродинамики после взлёта нос самолёта поднимался, ограничивая тем самым обзор в низ - такой вариант использовался на Ту-144 и «Конкорде» , а для советского бомбардировщика Т-4 пошли ещё дальше и сделали кабину полностью закрывающейся.

Так как базовое топливо для ракетных ступеней (фтор/водород) и топливо для ГПВРД самолёта-разгонщика (водород) до этого не применялось для этих целей - решено было на начальном этапе разработать промежуточный вариант системы с несколько худшими показателями. Однако даже этот промежуточный вариант должен был стать по многим показателям лучше всего что было создано до этого, а основной вариант системы и вовсе поражает воображение:
Таким образом данная система могла вывести на орбиту груз в 10+ тонн при стартовой массе всего в 115 тонн - то есть полезный груз составлял около 10% стартовой массы! Это является просто немыслимым показателем для современных химических ракет, которые выводят на орбиту в среднем 3,5% от собственной массы (и только у самой тяжёлой версии полностью водородной Delta IV этот показатель достигает 3,9%). Такие характеристики достигались ГПВРД самолёта-разгонщика, которому не надо было тащить с собой в стратосферу окислитель, и фторным топливом ракетных ступеней которое имело удельный импульс в 479 сек в вакууме.

Несмотря на одновременный старт создания разгонщика, двигателей к нему и орбитального корабля, к закрытию проекта в начале 70-х двигатель был не готов, продувки моделей разгонщика продолжались до 1975 года, а только 25 апреля этого года (уже после официального закрытия проекта) - самолёт-аналог МиГ-105.11 был передан с завода-изготовителя для испытаний. Так как корабль имел военную направленность, предполагалось что кабина пилота будет отстреливаемой, иметь собственные двигатели и парашют для возможности самостоятельного схода с орбиты и посадки на землю. Из-за общих проблем с проектом эта часть корабля реализована так и не была.

В первые самолёт-аналог МиГ-105.11 был сброшен с Ту-95КМ в своём 11 совместном полёте 27 октября 1977 года, после чего приземлился ВПП Грошево. Испытания аналога проходили до 13 сентября 1978 года, когда из-за ошибки руководителя полёта при заходе на посадку по неправильному курсу в вечернее время пилота ослепило Солнце, в результате чего произошла жёсткая посадка повредившая шасси. 24 октября самолёт был отправлен на подвесе того же Ту-95КМ на Тушинский машиностроительный завод для ремонта. Хотя самолёт-аналог в дальнейшем и отремонтировали, однако этот полёт на ТМЗ так и остался для МиГ-105.11 последним.

После официального закрытия проекта оставалась надежда на использования для старта орбитального корабля самолётов из других проектов, более всего на эту роль подходил проект Т-4 ОКБ Сухого, история которого по своему интересна. Так как у СССР не было возможности создать столь большое число авианосных группировок сколько было у США, для борьбы с ними требовалось найти какой-то другой способ. Обычное ядерное оружие для этих целей не подходило, так как за время между получением информации о место положении авианосца и подлётом ракеты он мог выйти из радиуса поражения. Поэтому было предложено для этой цели создание небольшой группировки стратегических бомбардировщиков с ядерным ракетным вооружением.

Расчёты показывали, что для прорыва ПВО авианосного соединения они должны были иметь весьма высокую скорость - порядка 3М. В конкурсе участвовало 3 конструкторских бюро: ОКБ Туполева с проектом Ту-135, ОКБ Яковлева с проектом Як-35 и ОКБ Сухого с проектом Т-4 . В итоге выиграл проект ОКБ Сухого, а сам Сухой и Туполев при этом поссорились, что привело к их знаменитому разговору при обсуждении будущего данного проекта:

Туполев: «Сухой - мой ученик, я его знаю - он с темой не справится.»
Сухой: «Именно потому, Андрей Николаевич, что я ваш ученик, я с ней справлюсь.»

В итоге один экземпляр Т-4 всё-таки был построен и проходил испытания вплоть до перехода на сверхзвук, но из-за того, что Туполев в итоге смог добиться того чтобы новые образцы Т-4 не стали производить на Казанском авиационном заводе - проект в итоге затормозился и вскоре был закрыт.

Для дальнейших испытаний орбитального корабля уже были изготовлен МиГ-105.12 (для испытаний на сверхзвуке) и приступили к строительству МиГ-105.13 (уже для испытаний на гиперзвуке). Оба этих аналога не были закончены до конца к моменту начала строительства «Бурана», когда их строительство полностью было свёрнуто, при этом третий аналог всё же проходил испытания в термобарокамере в то время как второй просто простоял на ТМЗ до конца 70-х. Сейчас единственный летавший экземпляр МиГ-105.11 стоит в Центральном музее военно-воздушных сил в Монино, бок о бок с Т-4 и со сверхзвуковым пассажирским Ту-144 (история которого была немногим удачливее).

Ещё один весьма интересный момент: Гагарин защитил свой диплом 17 февраля 1968 года, темой его дипломной работы стал космический корабль с решётчатыми рулями (как те которые сейчас применяются на многоразовых версиях ракет семейства Falcon 9). В дальнейшем это направление должно было стать темой его кандидатской работы. Юрий Алексеевич погиб 27 марта того же года в своём выпускном полёте с инструктором, в котором он после продолжительного перерыва в полётах должен был снова получить право самостоятельно летать…

Проект предусматривающий старт с АН-325 (увеличенной версии АН-225 , построенный для перевозки «Бурана», центрального бака ракета-носителя «Энергия» и других негабаритных грузов весом до 250 тонн которых он может нести внутри фюзеляжа или на внешней подвеске). Конструкция общим весом в 275 тонн включающая бак, орбитальный корабль и 7 тонн полезной нагрузки должны были выходить на орбиту благодаря уникальному в своём роде двухкамерному двигателю РД-701 работавший на компонентах топлива керосин+водород/кислород. Двигатель имел два режима: в первом из них для увеличения тяги в обе камеры подавалась значительная доля керосина (что обеспечивала в 2,5 раза большую тягу), при этом в дальнейшем двигатель переходил на второй режим в котором подача керосина полностью прекращалась (обеспечивая на 10% больший удельный импульс):
Проект имел широкую известность, но так и не получил должного финансирования. Несмотря на свой уникальный двигатель проект наследует все технические недостатки дозвукового носителя, а также имеет свой собственный - это трёхкомпонентный бак, в котором надо обеспечивать теплоизоляцию трёх компонентов топлива (водород, кислород, керосин) которые должны храниться при разных температурах (около 20К, 50К и 300К соответственно). Намного более перспективным в данном плане (по моему личному мнению конечно) мог бы стать полный отказ от самолёта-носителя в пользу наземного старта, с использованием сбрасываемых баков и сохранением одноступенчатой схемы - это позволило бы решить проблему теплоизоляции стандартными системами дренажа (когда разогреты компоненты топлива сбрасываются, а баки подпитываются за счёт наземных систем до момента пуска).

Европейских проектов было сразу несколько:

Проект RT-8 немецкой фирмы «Юнкерс» - предусматривал старт двухступенчатой крылатой ракеты с 3-километровой тележки с разгоном до 900 км/ч, также рассматривался воздушный старт. Обе ступени предполагали посадку на землю, вторая ступень предполагала вывод чуть менее 3 тонн на орбиту, также предусматривался перелив топлива водород/кислород из 1-й ступени во 2-ю. Проект завершился с закрытием фирмы в 1969 году.

Также именуемый просто как DC-X, этот проект стал первой попыткой продемонстрировать жизнеспособность идеи SSTO «в металле», и первой ракетой которая села на реактивной тяге 18 августа 1993 года (став тем самым основой для «Кузнечика» от SpaceX). По программе было осуществлено 5 полётов последний из которых закончился жёсткой посадкой, повредившей корпус ракеты. Данный испытательный образец решено было не восстанавливать, а изготовить новый (DC-XA) который на свой 3-й полёт смог подняться на высоту в 3140 метров (в 4 раза выше полётов «Кузнечика»), но посадке после следующего полёта одна из опорных ног не вышла из-за чего ракета упала и загорелась (что усугубилось утечкой из бака кислорода). Хотя затраты на проект на тот момент составляли всего 110 млн $ (в пересчёте на текущие цены) - от проекта было решено отказаться в пользу следующего в списке:

Сравнение размеров X-33, VentureStar и Шаттла

Американский проект VentureStar - стартовавший в 1992 году, был весьма немалых размеров как можно судить по схеме: при стартовой массе в тысячу тонн 20 из них должны приходиться на полезную нагрузку. По проекту должен был быть построен и испытан его уменьшенный аналог - X-33 , после чего к 2004 году должен был быть построен уже полноразмерный корабль. Из-за проблем с композитным баком жидкого водорода и другими техническими проблемами X-33 так и не был достроен, что вызвало отмену всего проекта. В дальнейшем NASA удалось решить проблему с композитными баками и ряд других проблем - но было уже поздно. На основе наработок этих проектов сейчас разрабатывается проект XS-1 под эгидой

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.

В 1982 году, еще до полета системы «Буран-Энергия», Генеральный конструктор НПО «Молния» Глеб Лозино-Лозинский, проанализировал перспективы создания авиационно-космических систем. Он обобщил опыт работы над проектом «Спираль» , а также над экспериментальным беспилотным ракетопланом БОР-4 и на его основе предложил новую разработку - проект МАКС . В 1988 году большой кооперацией (порядка 70 предприятий авиационной и космической промышленности СССР) был разработан эскизный проект системы МАКС, включивший в себя 220 томов.

Система МАКС

Согласно предложенной концепции система МАКС состояла из дозвукового самолета-носителя и установленной на нем орбитальной ступени с внешним топливным баком. В качестве первой ступени «МАКС» планировалось использование тяжелого самолета «Ан-225» («Мрия») или в перспективе Ан-325.

Предлагаемый проект мог быть реализован в следующих вариантах:

1. МАКС-ОС с орбитальным самолётом и одноразовым баком;
2. МАКС-М с беспилотным самолётом;
3. МАКС-Т с одноразовой беспилотной второй ступенью и грузом до 18 тонн

Система могла стартовать с обычных аэродромов 1-го класса, оборудованных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива. Что касается применения МАКС, то помимо традиционных задач вывода груза на орбиту, с помощью данной системы можно осуществлять аварийное спасение экипажей космических объектов и наземную разведку. Отсутствие привязки к космодрому делает систему чрезвычайно мобильной.

По произведенным расчётам, затраты проект МАКС (в отличие от системы “Буран- Энергия ”) окупился бы через 1,5 года, дав в конечном итоге более, чем 8-кратную прибыль. Эта система уникальна, так как в мире не разработано ничего подобного. И что самое существенное, МАКС значительно дешевле ракет за счёт многократного использования самолёта-носителя (до 100 раз). Стоимость выведения груза на низкую околоземную орбиту в проекте МАКС - менее 1000 долл./кг., что не сопоставимо со стоимостью груза, выводимого современными традиционными средствами. Так, средняя стоимость выведения груза в настоящее время составляет около 8000-12 000 долл./кг, для экономичной конверсионной ракеты-носителя «Днепр» эта цена составляет 3500 долл./кг., что, как мы видим, очень далеко от показателей проекта МАКС.

Общие характеристики системы МАКС:

• Габариты орбитального самолета «МАКС-ОС»: длина - 19,3 метра, размах крыла - 13,3 метра, высота - 8,6 метра, масса - 27 тонн
• Cтартовая масса системы: 620 тонн, в том числе 2-й ступени - 275 тонн
• Полезная нагрузка, выводимая на орбиту до 400 километров: 5,8–6,6 тонны.

Маршевая двигательная установка включает в себя два двигателя «РД-701», которые работают на трехкомпонентном топливе (жидкий водород, керосин и жидкий кислород), обеспечивая достаточную экологическую чистоту. Базовый пилотируемый вариант самолета «МАКС-ОС» имеет кабину для двух членов экипажа. Разработаны варианты самолета «МАКС-ОС» для транспортно-технического обеспечения орбитальных станций. Вариант «ТТО-1» оборудован стыковочным модулем и второй герметичной кабиной на четырех человек. Вариант «ТТО-2» предназначен для доставки в негерметичном отсеке оборудования, устанавливаемого на наружной стороне орбитальных станций. Для выведения на орбиту тяжелых (до 18 тонн) полезных нагрузок предназначена модификация «МАКС-Т», имеющая вторую беспилотную ступень одноразового применения.

Особенностью данного проекта является то, что все основные элементы системы в основе своей разработаны. Самолет «Мрия» неоднократно испытывался как транспортная платформа при дальних перевозках орбитального корабля «Буран». При максимальной взлетной массе в 600 тонн «Ан-225» может поднимать полезный груз до 250 тонн, развивая при этом скорость 850 км/ч на высоте от 9000 до 11 000 километров. Подобного самолета, разработанного в КБ Антонова, в мире ни у кого больше нет. Вторая орбитальная ступень разработана во множестве модификаций: космический самолет Челомея, проект “Буран” . Вся техника проверена на работоспособность и, вне всякого сомнения, система должна была эффективно заработать. Чтобы показать уровень данного проекта достаточно вспомнить состоявшийся в ноябре 1994 года в Брюсселе Всемирный салон изобретений, научных исследований и промышленных инноваций «Брюссель-Эврика-94». Проект «МАКС» получил золотую медаль и специальный приз премьер-министра Бельгии…

Возникает только один закономерный вывод: наши политические лидеры, действующие в духе “перестройки”, не заинтересованы в лидирующем положении России в аэрокосмической сфере. А потому, как и множество подобных проектов, МАКС был закрыт.

Многоразовая авиационно-космическая система

Смерть Айседоры Дункан

Линии Наска

Самые страшные места на Земле

Аномальная зона Бумажная просека

Загадочные фотографии

Кольская сверхглубокая скважина. Звуки из недр Земли

Кольская сверхглубокая скважина является самой глубокой в мире и достигает отметки 12262 м. Следующей по глубине должна была идти...

Отели Крита

Отели греческого острова Крит с песчаными пляжами весьма многочисленны, несмотря на тот факт, что большая часть побережья острова - ...

Правительственное метро в Москве

Голландский архитектор Рейнир де Грааф предложил рассекретить предположительно существующую ветку правительственного Метро-2. По замыслу архитектора, поскольку эта линия не...

Австрийские горнолыжные курорты

Кто сказал, что отдых зимой не возможен. Еще как возможен. Причем что отлично отдохнуть на природе в окружении своих...

Ролики для бездорожья

Об автомобилях внедорожниках знают все, а вот тот факт, что внедорожником могут стать ролики, может поставить в тупик. Тем...

Подводные лодки Третьего рейха

Предлагаю совершить небольшой поход в единственную сохранившуюся в своем классе немецкую подводную лодку U-995 .Чтобы в пустую не пересказывать ее историю...

Какие города посетить в США

Америка одна из самых популярных туристических стран мира. Ежегодно несколько миллион туристов посещает США, чтобы побывать в самых популярных городах страны. ...

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