Анатолий Карпов,
президент аэрокосмической корпорации “Воздушный старт”
Авиационно-ракетный комплекс (АРК) космического назначения легкого класса “Воздушный старт”, предназначенный для выведения в космос легких космических аппаратов (КА) массой до 3 т (на опорную полярную орбиту) посредством ракеты-носителя (РН), стартующей с борта самолета-носителя (СН), разрабатывается российской аэрокосмической корпорацией “Воздушный старт”. Реализация проекта осуществляется полностью на коммерческой основе при государственной поддержке, определенной Распоряжением правительства РФ № 1702-р от 1 декабря 1998 г.

Идея создания авиационно-ракетных комплексов, реализующих запуск ракеты-носителя с борта самолета, не нова. Впервые такой запуск был осуществлен в 1974 г.: ВВС США запустили ракету Minuteman с борта самолета C-5 Galaxy. В дальнейшем над подобными проектами велись работы в России, на Украине и во Франции, однако в настоящее время лишь компания Orbital Sciences Corporation (США) эксплуатирует для вывода на опорную орбиту полезных грузов массой до 0,45 т трехступенчатую крылатую ракету “Пегас”, сбрасываемую с борта самолета-носителя L-1011 Stargazer.

АРК “Воздушный старт” представляет собой дальнейшее развитие идеи запуска космической РН с борта самолета-носителя с учетом современных требований, предъявляемых к космическим средствам выведения, а также запросов мирового рынка по запуску КА легкого класса на ближайшую перспективу.

Оценки мирового рынка услуг показали, что в период с 2000 по 2015 г. прогнозируется запуск около 1800 легких КА, общая масса которых составит 1000-1500 т, а потенциал рынка оценивается ~ $10-15 млрд.

Разработчиками комплекса были приняты следующие решения:

  • в качестве СН после соответствующей доработки используется находящийся в эксплуатации самолет Ан-124-100 “Руслан”;
  • РН вместе с необходимым оборудованием запуска размещается внутри фюзеляжа СН;
  • ракета-носитель выполняется в двухступенчатом варианте, предусматривающем возможность повторного включения двигательной установки второй ступени для выведения полезного груза на рабочую орбиту;
  • десантирование РН из транспортно-пускового контейнера производится на высоте 10-11 км при выполнении маневра “горка” и скорости самолета около 700 км/ч.

По первоначальному замыслу в проекте “Воздушный старт” предусматривалось создание РН на новых для ракетной техники компонентах топлива “жидкий кислород — сжиженный природный газ (СПГ)”. В качестве маршевых двигателей обеих ступеней РН предполагалось применять метановые модификации двигателя РД-0124, создаваемого КБ Химавтоматики для третьей ступени ракеты-носителя “Союз-2”.

Это обеспечивало “Воздушному старту” грузоподъемность на опорной полярной орбите около 2 т при начальной массе РН порядка 80 т.

Стоимость проекта оценивалась примерно в $ 170 млн, а затраты на пуск — около $11,5 млн.

В начале 1999 г. корпорация “Воздушный старт” с привлечением ведущих специалистов ракетной и авиационной отраслей промышленности России и Украины провела исследования по следующим ключевым вопросам проекта:

  • Использование в качестве горючего на РН авиационного керосина (Т-6), что упрощает аэродромные средства ее заправки топливом, снижает пожаровзрывоопасность при совместном функционировании СН с заправленной ракетой, позволяет использовать накопленный опыт работы с керосином в ракетной и авиационной технике.
  • Применение в качестве маршевых двигателей РН: на первой ступени — двигателя НК-33, созданного СНТК им. Н.Д. Кузнецова для сверхтяжелой лунной ракеты Н-1; на второй ступени — четырехкамерного двигателя РД-0124, создаваемого КБ Химавтоматики для третьей ступени РН “Союз-2”. Ориентация на эти двигатели в проекте “Воздушный старт” определена их высокой степенью готовности и планами развития их производства соответственно в ОАО “Моторостроитель” и на ФГУП “Воронежский механический завод” для обеспечения программ создания перспективных РН “Союз-2” и “Ямал”. Производство двигателя НК-33 также планируется в США на фирме “Аэроджет”.
  • Схемы десантирования РН из самолета-носителя перед ее запуском, использующие режимы полета самолета, близкие к условиям невесомости. Эти схемы позволяют без дополнительных требований к СН увеличить массу десантируемой РН практически до 95 — 100 т.
  • Безопасность самолета-носителя и его экипажа на всех этапах функционирования, в том числе в нештатных ситуациях при отмене пуска РН и возвращении на аэродром. Исследованы аварийные ситуации при запуске маршевых двигателей РН через 5 с после ее десантирования.

Загрузка РН “Полет” (в контейнере) в самолет-носительВ результате этих исследований выявлена целесообразность использования в проекте “Воздушный старт” в качестве горючего РН авиационного керосина. При этом за счет исключения СПГ, упрощения наземных систем заправки и пневмогидросхемы РН, а также использования маршевых двигателей с высокой степенью готовности, стоимость реализации проекта снижается до $120-125 млн, существенно сокращаются сроки создания комплекса, а затраты на пуск составят около $10,5 млн. Технические характеристики маршевых двигателей НК-33 и РД-0124 позволяют обеспечить грузоподъемность РН на опорной орбите до 3 т.

В целях реализации АРК “Воздушный старт” предусматривается создание широкой международной кооперации — как для финансирования, так и для разработки и продвижения комплекса на мировой рынок услуг.

Характеристики комплекса “Воздушный старт”

Основные характеристики Двухступенчатая РН

Вариант 1

Вариант 2

Вариант 3

Стартовая масса РН, т

80

90

100

Грузоподъемность * на опорной полярной орбите (Н=200 км), т

2-2,2

2,5-2,7

2,8-3,0

Первая ступень РН:
  • число и тип двигателей

1 х НК-33

  • тяга двигателей в пустоте, тс

198

  • рабочий запас топлива (Т-6 +О2), т

57,5

66,4

75,8

Вторая ступень РН:

  • число и тип двигателей
  • тяга двигателя в пустоте, тс

1 х РД-0151Ф* *

8

  • рабочий запас топлива (Т-6 +О2), т

10,8

10,9

11,0

Стоимость создания комплекса, $ млн.

129,3

130,3

131,3

Затраты на пуск РН, $ млн.

10,1

10,2

10,3

Удельная стоимость выведения, $ тыс./кг

4,4-4,7

3,8-4,1

3,5-3,7

Надежность 0,99
Габариты (диаметр х длина), м:
  • ракеты-носителя

3 х 28

3 х 29,5

3 х 31

  • зоны полезного груза

2,7 х 7,1

* — меньшая грузоподъемность соответствует десантированию носовой частью против движения самолета, большая — носовой частью по направлению движения самолета;
* * — на базе одной камеры двигателя РД-0124.

Аэрокосмическая корпорация
“Воздушный старт”
123242, г. Москва, ул. Дружниковская, д. 9.
Тел.: (7 095) 205-2733, факс: (095) 205-4979.
E-mail: airlnch@orc.ru

1 Star2 Stars3 Stars4 Stars5 Stars (проголосуйте)
Загрузка...