Воздушный старт

1.

ВДЦ «Орлёнок»
10 – 31 августа 2020
Название проекта:
Воздушный старт
Список участников и руководителя
будущее Севастополя в руках современных детей
Сельницин Михаил Сергеевич,
Тохтиев Эдем Алишерович,
Озорнин Мартин Олегович,
Саламатов МаксимтИльич,
Герасимов Владимир Витальевич
Руководитель Назаров Алексей Владимирович
Молодежный Научный центр, г.Челябинск
Название команды: VIA PRIMA

2.

Название проекта: Воздушный старт
Аннотация проекта:
Целью настоящей работы является модернизация Легкого Космического Самолета
академика В.Н. Челомея,
проведение расчетов масс топлива и разгонного блока, а так же их скоростей.
Для увеличения эффективности предлагается аэрокосмический старт аппарата в три этапа
полета.
Первый этап полета на высоте до 10 километров, набор скорости и преодоление плотных
нижних
слоев атмосферы обеспечивается самолетом-носителем. Второй этап, проходящий на
высоте до 50 км,
обеспечивается разгонным блоком с применением прямоточных двигателей и
аэродинамических свойств крыла.
Третий этап полета обеспечивается ракетными двигателями и завершается на орбите.

3.

Проблема, которую решает проект
В настоящее время главной проблемой космической отрасли является доступность
космических полетов. Стоимость запуска космического корабля ракетой-носителем
хоть и ниже, чем вывод груза на орбиту МТКК, но все равно остается довольно
высокой. Одним из возможных способов решения данной проблемы является
разработка новых, более перспективных с точки зрения экономической
эффективности МТКК, и запуск аппаратов по технологии Воздушный Старт.
Данная работа написана на основе работы «Проект восстановления ЛКС Челомея»,
которая была представлена на олимпиаде «Шаг в будующее» в 2016 году,
основанной на разработках В.Н. Челомея и имеет своей целью продолжить
разработку авиационно-космического аппарата с воздушным стартом.

4.

Общее описание проекта
В работе будут приведены расчеты предположительной массы разгонного блока (на основе
грузоподъемности современных военно-транспортных вертолетов), расчеты характеристик его
прямоточных двигателей (на основе существующих и перспективных аналогов), которые могут
быть достигнуты существующими и перспективными технологиями, расчеты снижения массы
самого ЛКС с учетом массового внедрения в конструкцию разнородных композитных материалов.
Также предложена система спасения разгонного блока, которая позволит многократно
использовать вторую ступень. Изучено существующее расположение систем телеметрической
связи с МКС, предложена национальная концепция расположения ретрансляторов,
обеспечивающая непрерывную связь с орбитой, что позволит вести независимую, постоянную
связь с орбитальными станциями и использовать ЛКС для военных целей.

5.

Обзор и анализ существующих разработок по теме проекта
Сравнение с аналогичными системами.
Российский проект использующего метод воздушного стартадвухступенчатого 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.
Вместо первой ступени обыкновенной ракеты в проекте используется сверхтяжёлый самолёт
Ан-225; точнее, на базе Ан-225 предполагалась разработка его нового варианта — Ан-325.
Основным отличием от данной схемы является двухступенчатость системы и возможность
использования кислорода воздуха, что значительным образом снижает топливные затраты.
Так же отличием является неполная многоразовость МАКСа: после старта системы с самолетаносителя и отработки топлива бак отстреливается и сгорает в атмосфере.

6.

«Воздушный старт» ГРЦ Макеева.
С начала 2000 годов Акционерное Общество Государственный Ракетный Центр имени Макеева
занимается разработкой системы «Воздушный Старт». Суть концепции заключается в том, что
ракета-носитель легкого класса «Полет» сбрасывается из грузового отсека самолета АН-124-100
«Руслан», после чего осуществляется стабилизация ракеты в воздухе и ее старт на высоте около
10000 метров. Масса выводимой на низкую экваториальную орбиту нагрузки достигает 3.5 тонн.
Такая система имеет ряд недостатков, таких как:
- Низкая масса ракеты-носителя, ограниченная грузоподъемностью «Руслана», и, следовательно,
полезной нагрузки;
- Низкая высота запуска аппарата, из-за необходимости полета ракеты в воздухе до стабилизации;
- Невозможность использования атмосферного кислорода в качестве окислителя;
- Наличие большинства недостатков, присущих обычным ракетам-носителям;
- Необходимость разработки и использования системы стабилизации ракеты в воздухе.

7.

Постановка цели и задач проекта:
Изучить историю и проект ЛКС Челомея, изучить существующие аналогичные системы, изучить
теорию входа МТКК в плотные слои атмосферы, замену обшивки ЛКС, замена двигателя на
более современный, а также предложить переделку ЛКС под более совершенную ракетуноситель «Ангара».
Предложить концепцию запуска ЛКС с помощью разгонного блока, использующего ВоздушноРеактивные двигатели с борта самолета-носителя.

8.

Этапы выполнения проекта
В целях обеспечения возможности многократного использования разгонного
блока необходимо предусмотреть систему его спасения. Система посадки
разгонного блока должна предусматривать его посадку в заданном районе, а
так же его сохранность. Эвакуация разгонного блока предполагается путем его
транспортировки транспортным вертолетом Ми-26, максимальная
грузоподъемность которого равняется 20 тоннам. Расчетная масса разгонного
блока без топлива равна 15 тоннам. Приземление разгонного блока может
осуществляться как на водную поверхность, так и на землю, что
обеспечивается возможностью изменять направление полета разгонного
блока и самолета-носителя. Преимуществом разгонного блока при
приземлении перед ступенью ракеты является возможность его приземления
в заранее обозначенный район, что не потребует отчуждения участков
территории и в случае внештатной ситуации позволит минимизировать
ущерб.

9.

Для обеспечения торможения разгонного блока при посадке предполагается использование парашютной
системы, при чем в двух вариантах: многокупольной парашютной системы, обеспечивающей плавное
приземление разгонного блока на поверхность, либо использование комбинированной системы,
аналогичной системе посадки Боевой Машины Десанта БМД, когда дополнительное торможение
обеспечивается пороховым ускорителем непосредственно перед контактом с поверхностью. Так же, для
снижения кинетической энергии при посадке предлагается применить надувную «подушку»,
расположенную в нижней части разгонного блока, которая при отделении ЛКС от разгонного блока будет
накачиваться воздухом либо другим газом, что создаст дополнительную амортизацию при контакте с
поверхностью.

10.

Техническое описание принятых решений
1 этап – аналитический. Сбор и анализ информации по всем системам
воздушного старта
Одна из самых малоизвестных отечественных концепций легкого космоплана
— так называемого легкого космического самолета (ЛКС) — разрабатывалась
в КБ В.Н. Челомея практически одновременно со знаменитым «Бураном».
Советский ракетоплан середины 1960-х (воплощенный в натурном макете),
представлял собой заостренный конус со стреловидными крыльями,
оборудованными отклоняющимися треугольными консолями. Проект должен
был быть готов к 1965 году, однако, в дело вмешалась политика. После
знаменитого октябрьского пленума ЦК КПСС 1964 года в стране вспыхнула
борьба с «волюнтаризмом», в рамках которой новое руководство СССР карало
тех, кого считало хрущевскими любимчиками и ставленниками. В число
последних попал и Челомей. В 1964 году проект у ОКБ-52 отобрали и
закрыли.

11.

Вновь проект был возобновлен в 1970х: в ответ на разработку Бурана, неперспективного для
регулярных полетов в связи с дороговизной старта. В связи с этим, Владимир Николаевич
Челомей вновь предложил свой вариант многоразового челнока, способного выводить грузы на
орбиту и спускать их, и при этом обладал относительно низкой стоимостью запуска.
Технические характеристики ЛКС:
Длина ЛКС – 18,75 м;
Высота – 6,7 м;
Размах крыла - 11,6 м;
Масса полезной нагрузки – 4,0 тонны;
Взлетная масса самолета – 25,75 тонны;
Контрольная масса на орбите – 19,95 тонны;
Масса на посадке – 18,5 тонны;
Запас топлива для маневрирования – 2,0 тонны;
В случае реализации ЛКС был бы эффективен для постоянных запусков на орбиту, и, особенно,
для возвращения с орбиты отслуживших спутников. Для данных задач ЛКС подходит больше,
чем тяжелый Буран или Шаттл.

12.

В качестве уменьшения стоимости запуска ЛКС предлагается
замена ракеты-носителя на более перспективный, дешевый и
экономичный способ запуска ЛКС по технологии воздушный
старт с разгонного самолета. В качестве ускорителя в
атмосфере предлагается применить разгонный блок,
состоящий из 2 ГПВРД, топливного бака, а также нескольких
ТТРД. В качестве разгонного самолета, необходимого для
придания ЛКС с ПВРД скоростей, на которых способен начать
работу ГПВРД предлагается самолет АН-225 «Мрия»,
созданный для транспортировки МТКК «Буран».
Максимальная грузоподъемность самолета – 250 тонн, но на
практике самолет совершал полеты с грузами массой около
150 тонн. Схема компоновки орбитального самолета, двух
гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных
двигателей, а также топливного бака на самолете АН-225
представлена в Приложении А на рисунке 3. Для запуска ЛКС
с самолета-носителя предлагается использовать следующую
схему: ЛКС с разгонным блоком закреплен на самолетеносителе. Он разгоняет космоплан до околозвуковых
скоростей, выводит аппарат на высоту 10-12 км, после чего
срабатывает датчик тяги и аэродинамический тормоз, и ЛКС
сдвигается назад.
схема разгонного блока и ЛКС перед стартом.

13.

В этот момент запускаются ТТРД. После этого ЛКС отделяется от самолета-носителя, сам самолет уходит
вниз, орбитальный самолет принимает заданные углы атаки, и начинается разгон ЛКС разгонным блоком
до скоростей, необходимых для устойчивой работы ГПВРД, после чего ТТРД отделяются и запускаются
ГПВРД. В верхних слоях атмосферы разгонный блок отделяется, приземляясь на парашюте либо сгорая
при приземлении. Включаются собственные двигатели самолета, и он выходит на орбиту. Данная
концепция отражена в Приложении А на рисунке 4. Такая схема позволяет сэкономить большое
количество топлива и удешевить запуск орбитального ракетоплана.
В связи с токсичностью несимметричного диметилгидразина, применяемого в ракетостроении, а также
его высокой стоимостью предлагается его замена в качестве топлива маршевого двигателя ЛКС на более
безопасный и дешевый керосин. Еще одним предложением для увеличения эффективности является
введение единой топливной системы. Таким образом, ПВРД разгонного блока и самолет-носитель АН-225
будут работать на одинаковом топливе, что позволяет объединить их в единую топливную систему. Это
позволит проводить запуск и прогрев двигателей разгонного блока, используя топливо самолетаносителя.

14.

Техническое описание принятых решений
В качестве уменьшения стоимости запуска ЛКС предлагается замена ракеты-носителя на
более перспективный, дешевый и экономичный способ запуска ЛКС по технологии
воздушный старт с разгонного самолета. В качестве ускорителя в атмосфере
предлагается применить разгонный блок, состоящий из 2 ГПВРД, топливного бака, а
также нескольких ТТРД. В качестве разгонного самолета, необходимого для придания
ЛКС с ПВРД скоростей, на которых способен начать работу ГПВРД предлагается самолет
АН-225 «Мрия», созданный для транспортировки МТКК «Буран». Максимальная
грузоподъемность самолета – 250 тонн, но на практике самолет совершал полеты с
грузами массой около 150 тонн. Схема компоновки орбитального самолета, двух
гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, а также топливного бака
на самолете АН-225 представлена в Приложении А на рисунке 3. Для запуска ЛКС с
самолета-носителя предлагается использовать следующую схему: ЛКС с разгонным
блоком закреплен на самолете-носителе. Он разгоняет космоплан до околозвуковых
скоростей, выводит аппарат на высоту 10-12 км, после чего срабатывает датчик тяги и
аэродинамический тормоз, и ЛКС сдвигается назад.

15.

В этот момент запускаются ТТРД. После этого ЛКС отделяется от самолета-носителя, сам самолет
уходит вниз, орбитальный самолет принимает заданные углы атаки, и начинается разгон ЛКС
разгонным блоком до скоростей, необходимых для устойчивой работы ГПВРД, после чего ТТРД
отделяются и запускаются ГПВРД. В верхних слоях атмосферы разгонный блок отделяется,
приземляясь на парашюте либо сгорая при приземлении. Включаются собственные двигатели
самолета, и он выходит на орбиту. Данная концепция отражена в Приложении А на рисунке 4.
Такая схема позволяет сэкономить большое количество топлива и удешевить запуск
орбитального ракетоплана.
В связи с токсичностью несимметричного диметилгидразина, применяемого в ракетостроении, а
также его высокой стоимостью предлагается его замена в качестве топлива маршевого
двигателя ЛКС на более безопасный и дешевый керосин. Еще одним предложением для
увеличения эффективности является введение единой топливной системы. Таким образом, ПВРД
разгонного блока и самолет-носитель АН-225 будут работать на одинаковом топливе, что
позволяет объединить их в единую топливную систему. Это позволит проводить запуск и прогрев
двигателей разгонного блока, используя топливо самолета-носителя.

16.

Расчетная часть
Расчетная часть по Проекту Воздушного Старта ЛКС предполагают расчет массы топлива разгонного блока,
необходимого для разгона ЛКС до скоростей 5-6 Мах на высоте до 30 км. В расчетах допущены следующие
приближения: масса ЛКС принята за 25 тонн, масса разгонного блока предполагается равной 20 тоннам, средняя
удельная тяга ПВРД на скоростях 1-5 М принимается равной 1500 с. Так же в расчетах полет разделен на 2 этапа:
полет разгонного блока на сверхзвуковой скорости (1-5 М), и полет разгонного блока на гиперзвуковой скорости
(5-6 М). Сопротивление воздуха не учитывается. «Сухую» массу разгонного блока предлагается взять не более 20
тонн, так как это максимальная грузоподъемность транспортного вертолета Ми-26. Стартовая масса ЛКС равна
25,75 тоннам, но за счет замены вычислительной техники на более современную, а так же замены части
материалов конструкционных элементов на более современные композитные, приблизительная масса
модернизированного ЛКС взята 25 тонн.
Для расчета удельного импульса взята диаграмма отношения удельного импульса различных типов реактивных
двигателей в зависимости от скорости, представленная в Приложении А на рис.6
Как показано на диаграмме, расчетная удельная тяга ГПВРД на скорости 6 Мах равна приблизительно 1000 с,
средняя удельная тяга для ПВРД равна, приблизительно, 1500 с.
Изначально, формула Циолковского выглядит следующим образом:
где:
ΔV — модуль изменения скорости аппарата;
I – удельный импульс двигателей аппарата;
M1 – начальная масса летательного аппарата;
M2 – конечная масса летательного аппарата.
M1=mпн+mрб+mтопл
M2=mпн+mрб

17.

Полезной нагрузкой в данном случае выступает сам ЛКС, поэтому
mпн=25000кг
откуда получаем:
ΔV=I*ln((mпн+mрб+mтопл)/(mпн+mрб))
((mпн+mрб+mтопл)/(mпн+mрб))=exp(ΔV/I)
mтопл=exp(ΔV/I)*(mпн+mрб)-mпн-mрб
Во время полета необходим запас топлива, в данном случае взято 5 тонн для второй ступени.
Откуда масса топлива, необходимая для второго участка полета равна:
mтопл2=exp(ΔV/I)*45000-45000+5000=exp((1800-1500)/1000)*45000-45000=(2,72^0,3)*4500045000+5000=15750+5000 кг=20,75 тонн
Учитывая массу запасного топлива mтопл2=25,75 тонн.
Для первого участка полета полезной нагрузкой является ЛКС и топливо, необходимое для второго
участка полета, поэтому формула будет иметь вид:
mтопл1=exp(ΔV/I)*(mпн+mрб+mтопл2)-mпн-mрб-mтопл2
mтопл1=exp((1500-300)/1500)*(45000+25750)-45000-25750=80660кг=80,7тонн
Суммарная масса топлива для всего разгонного блока равна
mтопл.общ=mтопл1+mтопл2=80,7+25,75=106,45 тонны.
Стартовая масса разгонного блока с полезной нагрузкой в виде ЛКС равна приблизительно 151,45
тоннам.

18.

Результаты
Как было продемонстрировано на примерах расчетов, данная схема способна
обеспечить значительную экономию топлива, металла и прочих расходных частей
любого космического аппарата. Напомним, что расчетная масса разгонного блока,
вместе с необходимым для полета керосином, а так же полезной нагрузкой
составляет всего 151,5 тонн, что в 4 раза меньше стартовой массы ракеты-носителя
Протон-М.
Таким образом, многоступенчатый Воздушный старт имеет большое количество
преимуществ по сравнению с классическими ракетами-носителями и более
простыми, одноступенчатыми аэрокосмическими концепциями.

19.

Перспективы проекта:
Тщательная проработка и обоснование и расчет физических основ и
конструкций системы воздушного старта для дальнейшего внедрения в
ракетно-космической отрасли России.

20.

Роли в команде:
Михаил – капитан команды;
Максим – составление алгоритма запуска и программы полета;
Мартин –компьютерное моделирование;
Владимир – поиск и обработка информации;
Эдем – макет и проработка конструкции