2.2. Топливо
2.2.1. Топливо воздушно-реактивных двигателей.
В качестве топлива СПВРД применяется керосин + кислород воздуха.
При оценке перспективных СПВРД и ГПВРД рассматривается вариант с использованием твердого топлива + кислород воздуха, а также в варианте не сбрасываемого двухрежимного двигателя (СПВРД-ЖРД) с использованием топлива на основе керосина и жидких окислителей-аналогов атмосферного кислорода.
2.2.2. Топливо ракетных двигателей: АТ+НДМГ
Примененные в ракетной технике украинскими ракетчиками компоненты топлива АТ+НДМГ в ХХ веке вопреки существовавшим традициям и созданные на их основе узлы используются для ЖРД ВКС обеих ступеней. Это создает условия для сокращения сроков разработки, снижения стоимости проекта, использования существующих технологий производства и эксплуатации и позволяет достичь высокий уровень надежности ВКС.
При проектировании проводится сравнительная оценка объективных данных по ПДК компонентов в сравнении с другими активными компонентами и проводится выбор перспектив перехода на более экологически безопасные химические вещества (окислитель: перекись водорода и др., топливо: керосин, метан, полиэтилен, этанол, метанол и др.; твердое и пастообразное топливо, гибридное топливо).
Сведения о компонентах топлива по данным открытой информации в табл. 1,2.
2.3. Двигатели и энергосистемы
2.3.1. СПВРД
В качестве СПВРД для первой ступени ВКС (СУБ ОС) может быть использована противокорабельная крылатая ракета П-800 «Яхонт» (экспортная модификация ракеты «Оникс»), «Яхонт»-А – авиационный вариант (полная масса почти на 500 кг меньше ПКР «Оникс»), разработчик НПО «Машиностроение», г. Реутов, Российская Федерация, главный конструктор Г. А. Ефремов. «Яхонт»-А конструктивно состоит из жидкостного ампулизированного СПВРД с твердотопливным ускорителем, системой управления системой вооружения (www.sinor.ru, ts.vpk.ru).
Характеристики ракеты приведены в табл. 3.
Противокорабельная крылатая ракета четвертого поколения «Яхонт» имеет малую массу, размеры (прежде всего диаметр), высокие аэродинамические характеристики и сверхзвуковую скорость полета.
В начальный момент включается твердотопливный разгонный блок, установленный по принципу «матрешки» в камере сгорания маршевого двигателя. Несколько секунд его работы разгоняют ракету до скорости М = 2. Затем твердотопливный разгонный блок выключается, его выбрасывает из маршевого набегающим потоком воздуха, и ракета продолжает полет на скорости в М = 2,5 (средняя скорость 750 м/сек), обеспечиваемой прямоточным жидкостным воздушно-реактивным двигателем.
Дальность полета ракеты достигает 300 км по комбинированной высотной траектории и 120 км при полете на высотах в диапазоне от 5-15 м. Основной участок полета проходит на высоте 15 км.
Ракета «Яхонт-А» без боевой части (БЧ) и системы наведения на цель по сути является ампулизированным СПВРД.
При проектировании необходимо выбрать режимы полета ВКС, при которых будет обеспечена эффективная работа СПВРД на высоте до 30 км при повышении числа М.
2.3.2. ЖРД
В качестве двигательной установки ОС применен модифицированный рулевой ЖРД РД-855 (тяга у поверхности Земли 29,1 тонны). Параметры ЖРД и его камер в тал. 4,5.
В качестве ЖРД СУБ ОС применена модификация первой ступени РН «Циклон-3» на основе ЖРД РД-855 (один комплект из четырех камер ЖРД выполняет функцию рулевого двигателя, второй с неподвижно закрепленными камерами является маршевым), компоновка на рис. 6.
ЖРД РД-855: турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа.
Рабочее тело турбины турбонасосного агрегата (ТНА) - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. При запуске пиростартер раскручивает ротор ТНА.
Большинство клапанов срабатывают от пироприводов. Обратные клапаны в тракте окислителя камер двигателя и блок клапанов в тракте окислителя газогенератора открывает окислитель при достижении давления открытия указанных клапанов. Обеспечивает отбор окислителя и горючего на газогенератор наддува бака окислителя, а также генераторного газа и горючего на смеситель для наддува бака горючего.
В модернизированном варианте пироклапаны заменяются на электропневмоклапаны, пиростартеры раскрутки ротора ТНА дублируются.
Применение максимальной унификации и заимствования уже разработанных изделий позволяет использовать для разработки двигательной установки суборбитального самолета ВКС модернизированную ракету носитель в виде модуля, условное название двигательной установки VKS-LV-1 (рис. 5). В VKS-LV-1 диаметр корпуса первой ступени РН «Циклон-3» уменьшен от 3000 мм до 1600 мм, уменьшена длина до 14000 мм, вместо маршевого двигателя российской разработки РД-251 дополнительно устанавливается украинский РД-855 с неподвижно закрепленными камерами сгорания. Модуль VKS-LV-1 вкладывается в корпус СУБ ОС (рис. 6).
Возможна полная автономная отработка VKS-LV-1, включая летные испытания. VKS-LV-1 может быть использован в качестве РН для бросковых испытаний ОС до готовности СУБ ОС (рис. 7).
2.3.4. Двигатели атмосферной ориентации
Сопла парогазовых рулевых двигателей атмосферной ориентации выполнены в торцевой части наружного корпуса ОС и направлены к оси летательного аппарата под углом близким к 90о. В простейшем виде – сопло в виде насадки Лаваля, где за цилиндрической частью идет расширяющаяся часть, создающая условия для превращения потенциальной энергии в кинетическую. По команде из накопителя пара перегретый пар подается под давлением к группам сопел для изменения направления полета путем отклонения планера ОС от направления вектора полета (схема на рис. 8). Таким образом энергия нагрева наружного корпуса второй ступени воздушно-космического самолета при входе в плотные слои атмосферы преобразуется в перегретый водяной пар, используемый в газореактивных (парогазовых) двигателях.
Для СУБ ОС дополнительные двигатели атмосферной ориентации не применяются – ЛА снижается по баллистической траектории в выбранном направлении, в плотных слоях атмосферы стабилизация обеспечивается тормозным парашютом, приземление обеспечивается управляемой аэроупругой системой.
2.3.5. Двигатели орбитальной ориентации
Для орбитальной ориентации используются готовые двигатели разработки ГКБ «Южное» (табл. 6).
2.3.6. Двигатели огневого динамического разделения и отделения
Установка СПВРД в кассетах позволяет осуществить сбрасываемый вариант кассет, когда после отработки двигателей кассеты отстреливаются от первой ступени ВКС и спускаются на Земли для повторного использования (рис. 9, 10). Возможность повторного использования СПВРД не предусматривается – они выполняются в варианте одноразового элемента конструкции ВКС. Это объясняется не кратковременностью их надежной работы (до 400 сек), а особенностью ампулизированной конструкции.
При отстреливании и уводе кассет СПВРД от ВСК используется эффект второго закона Ньютона – масса ВКС получает ускорение при отделении кассет. Такое отделение определяется в ракетной технике как «минометное» отделение, в авиационно-ракетных конструкторских бюро – динамическое огневое разделение.
Эффект достигается двойной: конструкция становится легче более на 18,5 тонн, а ВКС получает приращение скорости.
Предусматривается огневое динамическое разделение СУБ ОС и ОС для обеспечения приращения скорости полета ОС и торможения СУБ ОС.
В качестве средств огневого динамического разделения и отделения предусмотрено использование ракетных твердотопливных двигателей (РДТТ) и ПАДов.
