Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 73
Текст из файла (страница 73)
Морскойстарт имеет ограниченную подвижность, и его функционирование существеннозависит от погодных условий. Кроме того, возможности пуска ограничены условием нахождения зон отчуждения для падения отработавших ускорителей ступенейвне районов интенсивного судоходства. Оперативная эффективность морскогостарта примерно такая же, как у наземного старта. Стартовая масса РН почтине ограничена.Воздушный старт существенно отличается от наземного старта и морскогостарта, причем начальная масса РН ограничена грузоподъемностью СН.8.1.1. Особенности воздушного старта.
Воздушный старт имеет определенныепреимущества по сравнению с обычным наземным стартом или морским стартом.Ненулевые начальные условия. В момент разделения РН и СН начальная высотаможет достигать 10 000 ÷ 20 000 м в зависимости от СН и массы РН. Начальнаяскорость РН равна скорости СН в момент десантирования с поправкой на ееизменение в зависимости от способа разделения. Обычно начальная скорость РНсоставляет 160 ÷ 300 м/с.
Начальный угол наклона траектории также зависит отспособа разделения и может изменяться в диапазоне 0◦ ÷ 20◦ . Все эти факторыпозволяют уменьшить потребную характеристическую скорость и в результатеувеличить массу выводимой полезной нагрузки.Высотное сопло маршевого двигателя первой ступени. Маршевый двигательпервой ступени начинает работать на высоте около 10 000 м, где плотность.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»350Глава 8.
Динамика воздушного стартаатмосферы в четыре раза меньше, чем на уровне моря. Это позволяет использоватьвысотное сопло с большой степенью расширения. В результате средняя удельнаятяга на участке работы первой ступени увеличивается на 10 ÷ 15 с по сравнениюс наземным стартом. Это также приводит к увеличению массы выводимой полезнойнагрузки.Отсутствие ограничений на расположение зон падения ускорителей. Воздушный старт позволяет выбрать район старта над открытым океаном, вне зоныактивного судоходства вблизи побережья.
Благодаря этому можно реализоватьоптимальную траекторию активного участка без ограничений на зоны паденияускорителей. Все ограничения на азимуты пуска также исключаются. Если одноместо старта не обеспечивает запуски по любым азимутам, то можно выбратьнесколько мест старта, для обеспечения всего диапазона наклонений получаемыхорбит. Например, от 0◦ до 115◦ .Приведенные выше преимущества воздушного старта позволяют вывести нанизкую орбиту полезную нагрузку на 40 ÷ 50% большей массы, чем при обычномназемном старте. Соответственно снижается удельная стоимость выведения (т. е.стоимость выведения 1 кг полезной нагрузки).Высокая оперативность. Возможность перемещения места воздушного стартапозволяет выбрать любую точку в пределах максимального радиуса действияСН (например, в пределах 4000 км в случае использования самолета Ан-124-100в качестве СН).
Эта возможность позволяет снизить до минимума время ожиданияблагоприятного «окна» запуска спутника в плоскость заданной орбиты. Приназемном старте время ожидания может достигать нескольких часов или даженескольких суток. Такая технология позволяет своевременно осуществлять запускиспутников, критичных к времени выведения. Если атмосферные условия (ветер,ливень и т. д.) не позволяют стартовать в данном месте, то место старта можетбыть изменено в пределах радиуса действия СН.Упрощение инфраструктуры стартового устройства. Использование грузового самолета (или другого) в качестве летающего старта позволяет отказатьсяот дорогостоящего наземного стартового устройства.
В этом случае необходимоминимизировать модификацию исходного самолета, чтобы избежать необходимости сертификации модифицированного самолета, которая требует длительноговремени. В идеальном случае пустая РН загружается в СН вблизи места еепроизводства. Затем СН совершает перелет на аэродром пуска. Здесь полезнаянагрузка стыкуется с РН (или с КРБ), и затем осуществляется заправка компонентами топлива и газами. После проведения предполетных испытаний СНс заправленной РН совершает перелет к месту старта.
В рассматриваемом случаеаэродром пуска должен быть оборудован емкостями для хранения компонентовтоплива и газов. Там также должно быть оборудование для стыковки РН с полезнойнагрузкой и предполетных испытаний. Стартовое устройство в общем понимании не нужно, так как его функции выполняет СН, снабженный необходимымоборудованием.Вместе с отмеченными преимуществами воздушного старта, он порождаетнекоторые новые вопросы, требующие своего решения. Эти вопросы обсуждаютсяв п. 8.1.3..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»8.1. Схемы полета3518.1.2.
Концепция воздушного старта. Авиационно-ракетная космическаятранспортная система включает три основные составляющие: авиационныйсегмент, ракетный сегмент и космический сегмент.Правильный выбор СН, который используется в качестве подвижного стартаи одновременно многоразовой нулевой ступени, значительно влияет на конфигурацию ракетно-космической системы в целом. Как уже отмечалось, грузоподъемность СН определяет максимальную возможную массу РН, а также ее общиегабариты. Лучше использовать существующий самолет (грузовой, транспортный,бомбардировщик, истребитель и др.), так как создание нового самолета специальнодля системы воздушного старта существенно увеличит стоимость проекта и срокиего реализации.Если в качестве СН используется существующий самолет, то необходимо толькоминимизировать его доработку для превращения в СН.
Кроме того, существеннаямодификация базового самолета в СН может ограничить возможность использования его по основному назначению между запусками РН, что желательнов идеальном случае.Требуемый объем доработок базового самолета зависит от принятой схемыразмещения РН. Существуют две принципиальные схемы размещения РН относительно СН: внутреннее размещение и внешнее.При внутреннем размещении РН доставляется к месту старта подобно обычному грузу: нет внешних признаков того, что грузовой самолет перевозит РН.
В этомслучае РН не нагревается лучами Солнца или воздушным потоком. Подходящаявнутренняя обстановка в грузовой кабине СН позволяет обеспечивать необходимыеусловия для РН, включая вопросы ее безопасности. К тому же, при внутреннемразмещении РН сохраняется радиус действия СН.Существуют две основные схемы внешнего размещения РН: нижнее (подкрылом или под фюзеляжем) и верхнее (над фюзеляжем). При нижнем размещениимасса и габариты РН ограничены.
Например, 4.5 т для истребителя F-15, 11 тдля бомбардировщика B-52 и 23 т для гражданского самолета L-1011. Крометого, необходимо обеспечить достаточное расстояние между РН и взлетно-посадочной полосой. Дальность действия и высота СН уменьшаются из-за увеличениялобового сопротивления. Такая схема используется для ЛА X-15, X-34, «Пегас»и SpaceShipOne.Схема размещения РН над фюзеляжем требует существенной доработки СН.Его фюзеляж должен быть усилен. РН должна иметь достаточно большие крыльядля обеспечения безопасного разделения и исключения возможности соударенияс СН. Верхнее размещение РН также увеличивает лобовое сопротивление СН,уменьшает дальность и высоту полета к месту старта.Если РН размещена внутри фюзеляжа СН, то она может быть ориентированапо направлению полета (десантирование головной частью вперед) или противнаправления полета (десантирование хвостовой частью вперед).Десантирование головной частью вперед предпочтительнее, так как оно позволяет увеличить массу выводимой полезной нагрузки, но такая схема возможнатолько в случае, когда десантирование осуществляется с помощью парашютаи силы тяжести.
Для использования силы тяжести угол тангажа СН должен быть.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»352Глава 8. Динамика воздушного стартапорядка 6◦ ÷ 7◦ . После разделения головной частью вперед, РН будет статическинеустойчивой, так как ее аэродинамический фокус расположен впереди центрамасс.Десантирование кормовой частью вперед необходимо в случае, когда РНнаходится в транспортно-пусковом контейнере и выбрасывается под действиемпорохового аккумулятора давления, создающего давление газов порядка 1 кгс/см2 .Головной обтекатель не может выдержать такое давление, а сопло маршевого двигателя первой ступени способно выдержать указанное давление. При десантированиикормовой частью вперед РН статически устойчива, так как ее аэродинамическийфокус расположен за центом масс.После десантирования РН должна быть ориентирована почти вертикальноперед включением маршевого двигателя первой ступени.
Этот маневр может бытьреализован с помощью стабилизирующего парашюта или специальных двигателейуправления угловым движением. С момента включения маршевого двигателя и довыхода на орбиту траектория РН не отличается от обычного наземного старта.8.1.3. Основные проблемы воздушного старта. Наряду со всеми преимуществами, воздушный старт порождает некоторые специфические проблемы, которыетребуют решения.Десантирование необходимо для отделения РН от СН. В процессе этого маневра необходимо обеспечить безударное расхождение и некоторую относительнуюскорость РН.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
