Материал: Студент и наука. Драпалюк Н.А., Хахулина Н.Б

________________________________________________________Выпуск № 1 (16), 2021

УДК 629.764.7

М.Г. Гончаров, М.С. Денисенко

РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ АВИАЦИОННОГО БАЗИРОВАНИЯ: ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ

Аннотация: Данная работа содержит обоснование проектных параметров и описание общего конструктивного облика авиационно-космического комплекса. Детально рассмотрены ключевые требования к авиационному носителю и обоснован выбор типа воздушного судна. Представлены основные способы и конструктивные решения, применение которых удовлетворяет требованиям, предъявляемым к ракетной части перспективного авиационно-космического комплекса. Предложенный проект двухступенчатой ракеты космического назначения авиационного базирования представляет собой описание способа оперативного и более дешевого доступа в ближний космос для малоразмерных космических аппаратов различных сфер полезного применения. Сопоставление ключевых преимуществ и недостатков авиационного способа выведения малоразмерных космических аппаратов показало специфики и область его применимости.

Ключевые слова: воздушный старт, авиационные ракеты, сверхзвуковая авиация, технологии двойного назначения, конверсия вооружений, космическая техника, ракеты-носители.

M.G. Goncharov, M.S. Denisenko

AVIATION-BASED ROCKET LAUNCH VEHICLES: SELECTION AND JUSTIFICATION

OF DESIGN PARAMETERS

Abstract: This work contains a substantiation of the design parameters and a description of the structural appearance of the aerospace complex. The key requirements for the aircraft carrier are considered in detail and the choice of the type of aircraft is justified. The main methods and design solutions are presented that meet the requirements for the missile part of a promising aerospace complex. The proposed project of a two-stage aircraft-based space purpose is a description of the operational and cheaper access to near space for small spacecraft of various fields of useful application. Comparison of the key advantages and disadvantages of aircraft launching of small-sized spacecraft, specificity and the area of its display.

Keywords: air launch, aircraft missiles, supersonic aviation, dual-use technologies, weapons conversion, space technology, launch vehicles.

Введение Конец 2020-го года отметился в общественном и научном пространстве множеством

событий, значимых для отечественных и зарубежных авиационной и космической отраслей. Испытательные полеты совершают новые типы воздушных судов и ракет-носителей, анонсируются новые технические проекты. Одной из значимых новинок стала презентация американской частной аэрокосмической компании Aevum, которая представила проект беспилотного летательного аппарата, являющегося частью авиационно-космической системы, способной выводить на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку малой размерности в широком диапазоне географических точек запуска. Нет нужды подробно описывать величину оборонного потенциала этого технологического решения. Сочетая в

© Гончаров М.Г., Денисенко М.С., 2021

86

________________________________________________________Выпуск № 1 (16), 2021

себе высокую экономическую эффективность и оперативную готовность, авиационнокосмический комплекс такого типа позволяет в условиях глобального военного конфликта быстро восполнять потери в орбитальной спутниковой группировке аппаратов навигации, связи, управления вооружениями и войсками независимо от традиционных объектов космической инфраструктуры, что дает американским вооруженным силам новое стратегическое преимущество в потенциальном военном противостоянии с технологически развитыми государствами (Китай, РФ).

Предметом настоящего исследования является выбор и обоснование основных проектных характеристик для перспективного авиационно-космического комплекса, предназначенного для вывода полезной нагрузки малой размерности на низкую околоземную орбиту.

Проектные параметры и общий конструктивный облик Ввиду актуальности и востребованности как целей и задач национальной обороны, так

и аспектов экономической эффективности ракетно-космических систем, становится очевидной необходимость создания по меньшей мере эскизного технического проекта ракеты-носителя сверхлегкого класса, предназначенной для использования в составе авиационно-космического комплекса воздушного старта на базе самолетов типа МиГ25/МиГ31. Указанный тип воздушного судна удовлетворяет по всем ключевым характеристикам, предъявляемым к самолету-носителю авиационно-космического комплекса, а именно: высокий практический и динамический потолок, большая скороподъемность, сверхзвуковая крейсерская скорость, высокий коэффициент тяговооруженности, а также возможность крепления массивной полезной нагрузки на внешнем подвесе.

На сегодняшний день всего несколько типов воздушных судов удовлетворяют ключевым требованиям полностью или частично. Ранее для этой цели предлагались к использованию более грузоподъемные воздушные суда типа Ту-160 [1], однако их небольшая численность, высокая востребованность для стратегических сил ядерного сдерживания, значительная номинальная и эксплуатационная стоимость, а также повышенные требования к наземной инфраструктуре делают этот тип воздушных судов недоступным для осуществления подобной задачи. Разработанные и принятые на вооружение около 40 лет назад, МиГ-31 в настоящее время массово используются для нужд авиации ПВО в полярном регионе Российской Федерации, т.к. в последней модификации МиГ-31БМ возможности их бортового оборудования позволяют силами 1 авиационного звена обеспечивать прикрытие воздушного участка протяженностью до 1 тыс. км., что позволяет эффективно контролировать воздушное пространство арктических пустошей. Также с недавних пор часть имеющихся на балансе Министерства обороны бортов была подвергнута модернизации в модификацию МиГ31К в качестве носителей гиперзвукового ракетного комплекса «Кинжал» [2].

Ранее уже звучали предложения использовать воздушные суда этого типа для нужд космической обороны: в середине 1980-х началась работа над модификацией МиГ 31Д, используемого для выведения и запуска противоспутниковой ракеты 79М6 «Контакт», разработанной для поражения орбитальных аппаратов космической группировки противника. Также параллельно разрабатывался авиационно-космический комплекс «Ишим», включающий в себя в авиационной части модифицированный МиГ-31И, предназначенный для выведения малоразмерных космических аппаратов на низкую околоземную орбиту [3]. Сравнительные технические характеристики двух комплексов представлены в таблице. [4].

Как можно судить по результатам проводимых ранее работ аналогичной направленности, удовлетворение выбранным типом воздушного судна ключевым требованиям вполне очевидно. Самолет модификации МиГ-31И был способен нести на внешней подвеске массивный и габаритный груз, размеры которого достигали 10 метров в длину и около метра в поперечном сечении с летной массой до 10 тонн. Очевидно, что

87

________________________________________________________Выпуск № 1 (16), 2021

грузоподъемность и энерговооруженность выбранного типа авиационного носителя вполне достаточна для вновь проектируемого типа ракеты-носителя воздушного базирования.

Технические характеристики авиационно-космических комплексов

В настоящее время проходят испытания противоспутниковых комплексов нового поколения, однако перспектива использования авиационно-космических средств для оперативного восполнения орбитальных группировок освещена недостаточно широко. Их ключевое стратегическое преимущество в численности и гибкости размещения во многом остается недооцененным. Ввиду того, что большая часть международных соглашений РФ о наступательных вооружениях либо завершена по истечению срока действия, либо расторгнута досрочно сторонами в одностороннем или двустороннем порядке, налицо имеется перспектива последовательной милитаризации космического пространства [5]. Поддержание паритета требует последовательного нивелирования стратегических преимуществ участников международного сообщества посредством разработки и внедрения собственных средств, причем желательно – ценой наименьших затрат времени и ресурсов. Именно таким решением является использование устаревающих и подлежащих скорой замене истребителей типа МиГ31 как авиационных носителей ракет космического назначения. Проводимые сегодня на данном этапе проектно-конструкторские работы проекта «ПАК ДП» с течением времени позволят в ходе обновления материальнотехнической части авиации ПВО сократить штатную численность истребителей типа МиГ31, что позволит высвободить большее число машин для потенциального переоборудования в носители. Дополнительным (альтернативным) решением для гражданского применения является возможность использования образцов экспортной модификации МиГ-31Э, производимой корпорацией РСК «МиГ» и в настоящее время. По авиационной части представляется возможным использовать в качестве носителей воздушные суда типа МиГ-31 (см. рисунок 1).

Требования к минимизации изменений, вносимых в бортовое радиоэлектронное оборудование, обеспечивают высокий уровень оперативной готовности авиационного носителя к пуску, сокращение времени на предполетную подготовку и отсутствие необходимости держать на балансе специализированную единицу летной техники для узкоспециализированной задачи. Также это позволяет расширить список возможных аэродромов базирования и, тем самым, географию потенциального применения авиационнокосмического комплекса. Это, в свою очередь, делает отечественную оборонную космическую инфраструктуру менее уязвимой для гиперзвуковых вооружений противника в случае инициации вооруженного конфликта [6].

88

________________________________________________________Выпуск № 1 (16), 2021

Рис. 1. Предполагаемый вид перспективного авиационно-космического комплекса.

По части ракеты космического назначения, помимо общих требований, обычно предъявляемых к изделиям подобного рода, также существует ряд ключевых требований, уточняющих конструктивный облик изделия. Разрабатываемая ракета-носитель космического назначения, наиболее полно соответствующая всем перечисленным требованиям, имеет две последовательно соединенные ступени, каждая из которых состоит из одного ракетного блока. Тип разделения ступеней – горячий с применением окон и конусовидного экрана в переходном отсеке первой ступени. Внешний габаритный размер ракетных блоков ступеней одинаковый – это позволяет достичь лучшей аэродинамической устойчивости [7]. Ввиду большого отношения массы первой ступени к массе второй, центр тяжести находится в верхней трети полезного объема первой ступени, а потому силовые элементы и элементы крепления ракеты-носителя к самолету-носителю также размещены на корпусе первой ступени [8]. Космическая головная часть, размещенная на второй ступени, включает в себя головной обтекатель, платформу для крепления полезной нагрузки и опционально включает в себя разгонный блок, адаптированный для запусков с самолетаносителя.

Маршевые двигательные установки каждой ступени оснащены жидкостными ракетными двигателями с сопловыми насадками, оптимизированными для работы в условиях внешнего давления, соответствующего точке инициации работы (для стартового двигателя такая точка располагается в диапазоне высот от практического до динамического максимумов). Маршевая двигательная установка должна иметь управляемый вектор тяги. При необходимости, ракета космического назначения помимо управляемого вектора тяги также может быть оснащена прочими узлами, предназначенными для управления перемещением в воздушном пространстве, такими как стабилизаторы, газовые рули и т.д.

89

________________________________________________________Выпуск № 1 (16), 2021

Маршевые ДУ обеих ступеней предполагаются к использованию на общих топливных компонентах, где горючим компонентом является авиационное топливо самолета-носителя. Причем, возможны к дальнейшему рассмотрению и другие топливные компоненты, если задача термостабилизации баков с криогенным окислителем будет чрезмерно требовательной по массе и габаритам необходимого к размещению на борту самолетаносителя криогенного оборудования.

К топливным бакам предъявляется множество специфических требований. Баки имеют цилиндрическую форму и совмещенные, термически изолированные днища, разделяющие объемы с топливными компонентами один от другого. Для обеспечения соблюдения температурного режима в баках окислителя, баки должны быть надлежащим образом термически изолированы от окружающей среды. Толщина теплоизолирующей перегородки должна быть достаточной для сокращения процессов теплопередачи между компонентами. Эта мера необходима для обеспечения и поддержания режима температуры, давления и массы содержимого в баке окислителя от момента старта самолета-носителя до достижения точки сброса ракеты-носителя и запуска ее собственной двигательной установки. Топливным бакам необходимо выдерживать не только продольные, но и поперечные нагрузки ввиду того, что заправка, взлет и выведение к точке запуска происходят в пространственном положении, сильно отличном от традиционного для ракет космического назначения, для чего внутри баков предусмотрены соответствующие конструктивные элементы силового каркаса. Также внутри пространства баков располагаются диафрагмы – пластины с массивом отверстий, расположенные в плоскостях поперечных сечений баков и препятствующие возникновению возмущений и колебаний массы топливных компонентов в баках. Всем перечисленным условиям наиболее полно удовлетворяет несущий моноблочный корпус, выполненный из авиационных алюминиевых сплавов с применением композитных материалов, подобный тем, что применяются в настоящее время на сверхзвуковых крылатых ракетах военного назначения.

Ключевое требование к конструкции головного обтекателя аналогично таковому у ракет-носителей вертикального старта – минимальная масса при максимальном внутреннем объеме. Ввиду того, что точка запуска располагается на высоте выше 20 км при давлении окружающего воздуха менее 6 кПа, представляется возможным выбрать в конусовидной части головного обтекателя угол конусности, значительно больший, чем обычно выбирают для авиационных ракет, эксплуатируемых на крейсерских скоростях выше 2М [9]. В этом случае основная энергетическая нагрузка при движении в плотных слоях ложится на носитель, а при включении собственной двигательной установки ракета-носитель уже находится на границе стратосферы, где аэродинамическое сопротивление меньше нормального на порядок [10]. Рассоединение, кабрирование и отдаление створок головного обтекателя производится от изначального положения до положения закритических углов атаки набегающего потока, с последующим отдалением на безопасное для полета носителя расстояние – осуществление этого процесса возлагается на систему разведения створок, включающую в себя пиропатроны, пироболты и другие необходимые элементы.

Ключевые преимущества Минимальные инфраструктурные издержки связаны с тем, что пусковой платформой

является самолет-носитель, которому достаточно иметь взлетно-посадочную полосу, удовлетворяющую требованиям данного типа воздушных судов. Благодаря этому ареал возможного применения комплекса куда шире, чем таковой у космических ракетных комплексов традиционного, вертикального старта. Наиболее энергетически выгодной является летная инфраструктура аэродрома военно-морской базы Камрань (республика Вьетнам), которая ранее эксплуатировалась Министерством обороны РФ и располагается на 11°59′58″ северной широты. Это расположение существенно выгоднее самого южного из имеющихся отечественных объектов космической инфраструктуры – космодрома Байконур, оно позволит получить наилучшие энергетические характеристики в перспективном авиационно-космическом комплексе за счет максимального использования вращения Земли.

90