Основные характеристики ВКС «Сура»
в составе ВКК «Черное море»
Проект является открытым, не содержит закрытых сведений и предназначен для мирного освоения космического пространства в международном сотрудничестве.
ВКС создается на основе запатентованной авторами конструкции.
2.1. Компоновка ВКС.
ВКС состоит из двух ступеней: СУБ ОС и ОС (рис. 1).
Суммарная масса ВКС в момент старта составляет 60 тонн, суммарная тяга двигателей – 119,3 тонны. Превышение тяги над массой составляет 1,99. В момент старта включаются все двигатели ВКС. Разделение ступеней на высоте 90-100 км.
ВКС является летательным аппаратом собственного класса (не ракетой и не самолетом), при его разработке следует отказаться от традиционных взглядов на создание как ракетно-космической, так и авиационной техники.
В общем виде авиация обеспечивает взлет летательного аппарата, набор высоты, полет в заданном направлении и с заданной целью, снижение и посадку с последующим техническим обслуживанием самолета (в т.ч. заправкой топливом) и жизнеобеспечением экипажа, а также с проведением регламентных и ремонтных работ. Такой цикл повторяется до момента завершения эксплуатации летательного аппарата. При этом цикличность обеспечивается специально созданными взлетно-посадочными полосами, специально созданной инфраструктурой. Возможны незначительные отклонения от этой схемы, обусловленные спецификой выполняемых задач (военный самолет или гражданский и т.п.), например - беспилотный самолет-разведчик может взлетать с катапульты и приземляться на парашюте. Для двигателей используется кислород воздуха (окислитель). Используется эффект подъемной силы, что позволяет экономить горючее и применять менее мощные двигатели. Авиация может быть рентабельной и экономически выгодной.
Ракета - это аппарат, который движется по различным траекториям с целью доставки полезной нагрузки в определенные координаты. Как правило, ракета при этом разрушается, хотя возможны варианты с повторным использованием, например, корпусов твердотопливных ускорителей: ракеты – аппараты одноразового использования. Ракеты, как правило, непилотируемые человеком. Тяга двигателей значительно превышает массу ракеты, поэтому она может выполнять любой маневр и стартовать вертикально (ракеты носители космических аппаратов), либо лететь горизонтально с частичным использованием аэродинамики плотных слоев атмосферы (крылатые ракеты). Обычно наличие атмосферы для ракеты – фактор отрицательный. Запас топлива как правило полностью находится в самой ракете. Во всех случаях ракета – самый неэкономичный летательный аппарат.
ВКС относится к самостоятельном классу летательных аппаратов. ВКС «Сура» - один из видов такого класса. Аналогии с ракетами, самолетами и другими техническими средствами существуют, и их следует учесть при проектировании.
Полет ВКС:
1. Вертикальный стар (аналог – старт ракеты носителя) с наклоном (аналог - «заклон» ракеты железнодорожного комплекса «Скальпель») – здесь ВКС функционирует как ракета.
2. Набор высоты от 0 до 30 км с использованием аэродинамики крыла и кислорода воздуха для обеспечения работы воздушно-реактивных двигателей – здесь на протяжении 60-400 секунд ВКС является самолетом.
3. Прекращение работы воздушно-реактивных двигателей и переход на вертикальный подъем на ракетных двигателях до разделения ступеней на высоте 90-100 км, продолжение подъема с переходом на орбитальную траекторию второй ступени (орбитального самолета) – здесь ВКС снова ракета.
4. На орбите вторая ступень ВКС является орбитальным самолетом (аналог спутника либо другого космического аппарата) это уже не ракета и не самолет.
5. Возвращение на Землю обеих ступеней (орбитального самолета после схода с орбиты, суборбитального самолета – первой ступени – по баллистической траектории) осуществляется после торможения в атмосфере: аналог в данном случае метеорит или боевой блок ракеты. Орбитальный самолет имеет аэродинамическую форму и самоориентируетя в атмосфере.
6. После вхождения в плотные слои атмосферы на высоте 35-30 км выпускается тормозной парашют (для обеих ступеней). Тормозной парашют стабилизирует полет и тормозит падение до высоты 6 км – здесь аналогом является плавучий якорь морского плавсредства (судно разворачивается против волн для предотвращения бортовой качки).
7. На высоте 6 км раскрываются основные парашюты аэроупругой системы посадки и производится приземление. Перед касанием поверхности Земли срабатывают тормозные ракетные твердотопливные двигатели и аппараты укладываются на землю – аналогом являются известные аэроупругие системы для приземления сбрасываемых с самолетов грузов (в т.ч. например - танков).
8. Перед ВКС не стоит задача немедленного повторного старта: он отправляется на переоборудование для многократного использования, что характерно для такого класса летательных аппаратов.
Отсюда следует: если сравнивать ВКС, например, с самолетом в обычном понимании, то ВКС является частично самолетом в течение нескольких десятков секунд в момент набора высоты в горизонтальном полете (п.2).
2.1.1. ОС.
Габариты планера ОС представлены на рис. 2.
Полная масса 8 тонн, масса второй ступени без нагрузки при вход в атмосферу 1,7 т, с возвращаемым спутником 2 т. Полная тяга ЖРД 29,1 тонны на уровне поверхности Земли.
Орбитальный самолет по сути является второй ступенью, которая выводится на высоту 300 км ЖРД. ЖРД выполняет и функцию рулевого двигателя. На орбите наружный корпус сдвигается пневмосистемой (пневмоприводом) и превращается в космический аппарат, который:
- выводит на орбиту спутник;
- снимает с орбиты ранее запущенный спутник;
- проводит радиолокационное зондирование Земли и выполняет другие задачи.
Компоновка ОС представлена на рис. 3.
При выводе на орбиту после разделения ступеней ОС не использует аэродинамику. Летные аэродинамические характеристики должны быть обеспечены при полете в составе ВКС с первой ступенью (в соединении с СУБ ОС).
При возврате с орбиты после торможения ЖРД обеспечиваются аэродинамические характеристики торможения и ориентации в атмосфере.
Для ориентации в атмосфере применяются парогазовые сопла двигателя атмосферной ориентации с кормовым их расположением. Пар образуется при перегреве воды, заправленной в корпус, в результате аэродинамического нагрева поверхности планера.
Приземление по схеме Эугена Зенгера – с последовательным торможением и выходом на большие высоты для радиационного охлаждения.
Конструкция второй ступени воздушно–космического самолета с условным названием «Сура» (гиперзвуковой автоматический планер, орбитальный самолет) имеет особенности:
- тонкостенный многослойный корпус из материала углерод+углерод не связан с конструкцией внутренних модулей и свободно сдвигается на орбите пневмосистемой для обеспечения доступа внутренних модулей к окружающему пространству;
- конструкция наружного корпуса не позволяет применить теплосъем с поверхности путем поглощения тепла массой конструкции аппарата;
- внутренние модули защищены от воздействия внешней среды гибкой изоляцией, аналогом которой является скафандр космонавта (астронавта);
- внутри изолированного отсека внутренних модулей применяется автоматическое термостатирование;
- охлаждение корпуса орбитального самолета при полете в атмосфере осуществляется принудительным охлаждение теплоносителем путем теплосъема при прокачке теплоносителя между слоями конструкции;
- защита наружной поверхности планера от температурного воздействия при гиперзвуковом полете в атмосфере осуществляется применением конструкции из материала углерод+углерод, применением жаропрочной стали; нанесением на наружную поверхность аблирующего двухслойного покрытия - пиролитического графита с размером частиц около одного микрона с последующим газопламенным напылением на графитовую поверхность фторопласта;
- защита конструкции аппарата от воздействия солнечного излучения осуществляется известным методом – наружные по отношению к солнцу поверхности имеют светлую окраску (фторопластовое покрытие), поверхности, обращенные к Земле, имеют черную окраску (используется эффект отражения солнечных лучей от светлой поверхности и излучения полученного тепла черной поверхностью с интегральной излучающей способностью около 0,8 – фторопластовое покрытие с вкраплением графита);
- наружная поверхность негерметичного корпуса на передней части (подверженной аэродинамическому нагреву) не имеет никаких аэродинамических выступов или щелей, где может произойти аэродинамическое повышение температуры – это кокон аэродинамической формы без выступов или люков; кормовая часть планера с соплами качающихся жидкостных ракетных двигателей не испытывает прямого аэродинамического давления и нагрева.
Для снижения теплового воздействия применяется комплекс мер: развязка наружного корпуса и внутренних модулей + охлаждение наружного корпуса водой по внутренним каналам + применение жаростойких и теплостойких материалов + применение аблирующего многослойного наружного покрытие корпуса (фторопласт + графит) + термостатирование внутренних модулей + последовательное торможение вхождением в плотные слои атмосферы и выходом в более высокие с меньшей плотностью + охлаждение наружного корпуса излучением тепла при торможением в атмосфере + применение традиционного светлого покрытия для поверхностей, обращенных к Солнцу на орбите, и черного для поверхностей, обращенных к Земле.
Время активного полета в атмосфере с максимальными тепловыми воздействиями около 25 сек.
Максимальная рабочая температура наружного корпуса из конструкционного материала углерод+углерод 1260 оС -1650 оС. Охлаждение корпуса водой до температуры 500оС с внутренней стороны.
Температура сублимации графита на наружной поверхности составляет 3700оС. Поверхность графита защищена от окисления на воздухе газотермическим покрытием из фторопласта с температурой сублимации (разложения) 700оС (это же покрытие используется и для защиты корпуса ОС от теплового излучения на орбите).
Внутренние модули термостатируются до температур 20-30оС.
Камеры ЖРД при многократном использовании ОС одноразовые. ЖРД с многократным запуском во время полета.
Для приземления используется аэроупругая система, которая включает тормозной и управляемый посадочный парашюты.
Система управления – аналогична СУ РН «Циклон» и КА «Сич-1».
2.2. 2. СУБ ОС.
Компоновка СУБ ОС представлена на рис. 4. Суборбитальный самолет (первая ступень ВКС) выводит ОС на высоту не менее 90 км. Массы и энерговооруженность:
- масса ракетного двигателя (условное название VKS-LV-1) 30 тонн, тяга двигательной установки 58,2 тонны;
- масса одного СПВРД 2,3 тонны, масса одной снаряженной кассеты 4-мя СПВРД 10 тонн, масса двух кассет СПВРД ВКС 20 тонн, суммарная тяга СПВРД ВКС 32 тонны;
- масса корпуса суборбитального самолета ВКС 1 тонна;
- масса модулей и неучтенная масса 1 тонна,
Всего масса СУБ ОС 52 тонны, суммарная тяга двигателей 90,2 тонны.
V-образное крыло выполняет функцию хвостового оперения СУБ ОС (схема самолета-бесхвостки)
Крыло обратной стреловидности позволяет достигать требуемые летные характеристики в при полете в атмосфере в диапазоне М=2-6, обеспечить вертикальный старт с пусковой установки с возможными наклонами аппарата при старте в пределах эффективности применения рулевого ЖРД с отклоняющимися камерами сгорания.
Над крылом установлены гондолы с СПВРД. Их компоновка в зоне разрежения над крылом обеспечивает эффект отрицательного сопротивления (скачок уплотнения от гондолы приходится на заднюю кромку крыла). В кассете устанавливается несколько ампулизированных СПВРД (в базовом варианте - 4) с целью сокращения длины двигателя. Гондолы сбрасываемые и имеют свою аэроупругую систему приземления для повторного использования конструкции (СПВРД являются одноразовыми).
Ракетная двигательная установка СУБ ОС – модернизированная первая ступень РН «Циклон-3».
Для приземления используется аэроупругая система, которая включает тормозной и управляемый посадочный парашюты.
Система управления – аналогична СУ РН «Циклон».
