ТУ 2000 РЖД

«2000» (Ту-2000)
одноступенчатый воздушно-космический самолет

Практически все работы, связанные с авиационно-космической тематикой, в ОКБ А.Н.Туполева были свернуты в начале 60-х годов. Вновь к этой тематике ОКБ возвращается в 70-ые годы, когда в СССР начинаются перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами на базе одноступенчатых орбитальных самолетов.
Это принципиально новое направление, родившееся на стыке авиационной, ракетной и космической техники, интенсивно разрабатывается начиная с середины 70-х годов ведущими аэрокосмическими фирмами мира. По замыслам разработчиков, реализация столь сложной и масштабной программы создания подобного воздушно-космического самолета (ВКС) должна позволить не только создать принципиально новый класс летательных аппаратов, способных экономически и экологически эффективно решать многие проблемы военного и гражданского характера, но и даст возможность освоить перспективные технологии, которые будут определять во многом уровень передовых отраслей ведущих стран в XXI веке.
Увеличение частоты запусков ракетно-космических систем и дальнейший их рост в перспективе ставит перед разработчиками ряд экономических и экологических проблем и ограничений. Необходимо снизить стоимость вывода полезной нагрузки на орбиту, прекратить засорение ближнего космоса отработанными частями ракетоносителей, значительно уменьшить или даже ликвидировать территории, отчуждаемые для падения отработанных ступеней. Большое значение имеет обеспечение гарантированной частоты запусков, снижение стоимости и сложности наземного комплекса, а также гибкости базирования.
Обеспечить все эти весьма противоречивые требования можно в случае создания и широкого использования одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов горизонтального взлета и посадки многоразового использования.
Наиболее важным фактором для улучшения экономических показателей является возможность эксплуатации ВКС подобно самолету, что позволит значительно сократить количество наземного обслуживающего персонала и исключить сложные элементы наземного комплекса (системы вертикальной сборки, стартовые площадки, специальные мероприятия и помещения для хранения блоков первых ступеней и т.д.). Значительно сокращаются затраты на оперативное техническое обслуживание (за счет сокращения времени на подготовку к повторному вылету), что приближает ВКС по характеристикам эксплуатационной технологичности к существующим тяжелым самолетам.
Одноступенчатым ВКС целесообразно решать все задачи, связанные с выведением грузов малой и средней размерности на относительно низкие орбиты. Эксплуатационная гибкость подобного ВКС позволяет один и тот же летательный аппарат использовать для выполнения практически любого из возможных заданий с помощью системы сменных модулей.
В 1968-1971 годах в ОКБ А.Н.Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой. Взлетная масса летательных аппаратов, согласно проектов, достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, в качестве рабочего тела — водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок с ВКС, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей. В тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на СПС-1 и многорежимных тяжелых боевых самолетах. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым ВКС не было ни средств, ни свободных необходимых научно-технических и людских ресурсов, кроме того, до первых успехов в американской программе по «Шатлу» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных ВКС, делая традиционно ставку в оборонных космических программах на традиционные ракетно-космические системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эмбрионального состояния.
С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы по данной тематике оживились и в СССР. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н.Д.Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного ВПК ОКБ подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.
Следующим этапом в создании одноступенчатого ВКС в ОКБ стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа (ТРД + ПВРД + ЖРД). За прошедшие годы ОКБ удалось накопить большой научно-технический и технологический материал, дающий возможность перейти к практической реализации проекта одноступенчатого ВКС. По теме одноступенчатого орбитального ВКС ОКБ за эти годы подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних проектов стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или Ту-2000 с комбинированной силовой установкой (ТРД + ШПВРД + ЖРД).
Ответом на разработку США трансатмосферного X-30 (NASP) стали постановления правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 о создании эквивалента. 1 сентября Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку на околоземную орбиту; обеспечить высокоскоростную трансатмосферную межконтинентальную транспортировку, и решение военные задач как в атмосфере, так и в ближнем космическом пространстве. Из представленных ОКБ Туполева, ОКБ Яковлева и НПО «Энергия» проектов одобрение получил Ту-2000.
Исследования, проведенные в ОКБ по проблеме создания одноступенчатого ВКС, дают основание утверждать, что одноступенчатый ВКС способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.
По мнению ОКБ, на сегодняшний день, существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя ВРД. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, на которые рассчитывается ВКС, является ПВРД. В свою очередь, использование ПВРД требует выполнения полета в атмосфере с высокими скоростными напорами для ограничения габаритов и массы силовой установки. Высокие скоростные и тепловые нагрузки конструкции летательного аппарата требуют увеличения массы пустого аппарата. Это увеличение целесообразно лишь тогда, когда существенно снижается общая масса бортового запаса топлива. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы ВКС может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел М полета (широкодиапазонный ПВРД — ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.
Другим определяющим условием реализации одноступенчатого ВКС является использование в качестве топлива жидкого водорода. Уникальное сочетание высокой массовой теплотворной способности и высокой удельной теплоемкости позволяют создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Одновременно использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования. Применение ПВРД требуют большую часть разгонной траектории до орбитальной скорости выполнять в плотных слоях атмосферы, что вызывает сильный кинетический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыла, воздухозаборника, носка фюзеляжа и всей нижней поверхности ВКС. Расчеты, проведенные в ОКБ, показали, что без применения жидкого водорода в качестве охлаждающего хладоагента не удается обеспечить нормальный температурный режим конструкции планера, самих ПВРД, оборудования, а также обеспечить нормальные условия для экипажа, грузов, в том числе и специальных, а в перспективе для пассажиров.
В связи с низкой плотностью жидкого водорода ведутся исследования по созданию технологии производства и хранения на борту ЛА переохлажденного (шугообразного) водорода.
Из условий применения на ВКС основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону М=0-2,5, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до М=20-25, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.
Для того, чтобы одноступенчатый ВКС был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными ракетно-космическими средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. ВКС должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 м, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.
Из-за сложности решения комплекса научно-технических, технологических и эксплуатационных проблем создания одноступенчатого ВКС в ходе проектирования решено было, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант. На этом летательном аппарате будут проверены в реальных условиях полета новые концепции и технические решения, заложенные в аэродинамическую схему, силовую установку, конструкцию и теплозащиту планера, самолетных систем, двигателей и оборудования. Необходимость создания экспериментального ВКС обусловлена, кроме всего прочего, отсутствием условий натурного моделирования на наземных установках при числах М=6…8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции.
Принципиальная новизна разрабатываемого ВКС, неопределенность в характере внешних воздействий на него, отсутствие в настоящее время проверенных технических решений по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов и полуфабрикатов обуславливают необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального ВКС. Поэтому вся программа по созданию экспериментального ВСК была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета ЭГС с максимальной скоростью полета до М=5..6 и создание экспериментального ВКС — прототипа одноступенчатого многоразового ВКС, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос. В настоящее время в ОКБ определились по основным техническим решениям ВКС второго этапа (создание летательного аппарата по первому этапу укладывается в рамки глубокой модернизации одного из существующих сверхзвуковых летательных аппаратов).
M.Wade утверждает, что на втором этапе помимо МВКС намечалось создать варианты космического бомбардировщика Ту-2000Б и пассажирского гиперзвукового самолета. Ту-2000Б проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10000 км и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость М=6 на высоте в 30 км. Возможно, это отголоски работ по проекту «360».
До приостановки работ в 1992, для Ту-2000 были изготовлены: кессон крыла из никелевого сплав, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. ЭГС должен был использовать турбопрямоточные двигатели с переменным циклом, использующие метан или жидкий водород.
По данным специалистов АНТК им. А.Н.Туполева, НИОКР можно выполнить за 13-15 лет с начала необходимого финансирования. В ценах 1995 г. стоимость постройки ВКС (при затратах на ОКР 5,29 млрд. долл.) будет около 480 млн.дол. Предполагаемая цена запуска — 13,6 млн.дол. (при темпе 20 пусков в год).
Макет самолета Ту-2000 был показан на выставке «Мосаэрошоу-92» на стенде ОКБ им.А.Н.Туполева.
В настоящее время в ОКБ продолжаются исследовательские и экспериментальные работы по программе создания ВКС Ту-2000.
Для отработки ГПВРД на жидком водороде должна использоваться ГЛЛ «Игла».

  • Особенности конструкции. ТТХ. Схема.

Источники информации:

Космический бомбардировщик «Ту-2000»

Космический бомбардировщик «Ту-2000»

Практически все работы, связанные с авиационно-космической тематикой, в ОКБ-156 Андрея Туполева были свернуты в начале 60-х годов. Вновь к этой тематике бюро вернулось в 70-е годы, когда в СССР были начаты перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами.

С 1968 по 1971 год в проработке у ОКБ Туполева находилось несколько технических предложений по воздушно-космическим самолетам с горизонтальным стартом и посадкой.

Взлетная масса летательных аппаратов согласно проектам достигала 300 тонн. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ядерной силовой установки, в качестве рабочего тела — водород. Рассматривались варианты многоэтапного вывода полезных нагрузок на воздушно-космических системах, находящихся на орбите вокруг Земли, на межпланетные орбиты с использованием ионных и плазменных маршевых двигателей.

Однако в тот период основное внимание ОКБ было сосредоточено на теме многорежимных боевых самолетов. На развертывание крупномасштабных и дорогостоящих исследовательских работ по одноступенчатым воздушно-космическим системам не было ни средств, ни свободных людских ресурсов. Кроме того, до первых полетов по американской программе «Спейс Шаттл» военные не проявляли особого интереса к проектам отечественных воздушно-космических аппаратов, делая ставку на ракетные системы. Поэтому все эти оригинальные предложения ОКБ-156 не вышли из стадии эмбрионального состояния.

С появлением на Западе проектов одноступенчатых воздушно-космических систем работы по данной тематике оживились и в Советском Союзе. К середине 80-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Николая Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного военно-промышленного комплекса ОКБ-156 подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы на базе одноступенчатого орбитального самолета с маршевой и корректирующей силовыми установками на основе ЖРД, с наземным или воздушным стартом с тяжелых самолетов-носителей.

Следующим этапом в создании одноступенчатого воздушно-космического самолета в ОКБ Туполева стало начало проектирования летательного аппарата с маршевой силовой установкой, построенной на комбинации двигателей принципиально различного типа: ТРД + ПВРД + ЖРД.

За эти годы по теме одноступенчатого орбитального воздушно-космического самолета ОКБ подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Одним из последних стал проект, получивший обозначение самолет «2000» или «Ту-2000», с комбинированной силовой установкой.

Исследования, проведенные в ОКБ Туполева, дали основание утверждать, что одноступенчатый воздушно-космический самолет способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.

По мнению конструкторов бюро, существенно повысить экономичность силовой установки можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, то есть применяя воздушно-реактивные двигатели. Единственным типом ВРД, который можно использовать при гиперзвуковых скоростях полета, является прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет уменьшить секундный расход топлива, однако существенное снижение общей массы самолета может быть достигнуто только при условии работы ПВРД в широком диапазоне чисел Маха полета (широко-диапазонный ПВРД — ШПВРД). Это дает существенную разность между уменьшением массы топлива и увеличением массы конструкции, связанным с использованием ПВРД, и обеспечивает выигрыш в относительной массе полезной нагрузки.

Другим определяющим условием реализации одноступенчатого воздушно-космического самолета является использование в качестве топлива жидкого водорода. Это позволяет создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива. Кроме того, использование хладоресурса жидкого водорода дает возможность спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, а также обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования.

Из условий применения на воздушно-космическом самолете основной разгонной силовой установки на базе ПВРД для него наиболее рационально применение комбинированной силовой установки, включающей экономичные ТРД, работающие в диапазоне скоростей, соответствующих диапазону от 0 до 2,5 Маха, ПВРД (ШПВРД), обеспечивающих разгон до 20–25 Махов, и ЖРД для доразгона до орбитальной скорости и маневрирования на орбите.

Для того чтобы одноступенчатый воздушно-космический самолет был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. Он должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 метров, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуществлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты, в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром, изменять плоскость орбитального полета.

Принципиальная новизна разрабатываемого летатель ного аппарата, отсутствие проверенных технических реше ний по ряду направлений, а также необходимого набора конструкционных материалов и полуфабрикатов обуславливают необходимость поэтапной разработки и испытаний экспериментального воздушно-космического самолета. Поэтому вся программа по созданию экспериментального «Ту-2000» была разбита на два этапа: создание экспериментального гиперзвукового самолета «Ту-2000А» с максимальной скоростью полета до 5–6 Махов и создание экспериментального «ВКС» — прототипа одноступенчатого многоразового воздушно-космического самолета, обеспечивающего проведение летного эксперимента во всей области полетов, вплоть до выхода в космос.

Для воздушно-космического самолета «Ту-2000» была принята аэродинамическая схема «бесхвостка». Все элементы самолета конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из четырех ТРД, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ШПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части, и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД.

Самолет имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы берет на себя фюзеляж с плоской нижней поверхностью.

Органы управления традиционные для данной схемы летательного аппарата элевоны на крыле и руль поворота на киле.

Основной двигатель — ШПВРД включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости 2–2,5 Маха и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборника ТРД.

Фюзеляж самолета большого размера в основном занят топливными баками с жидким водородом.

В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая и прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа.

На экспериментальном «Ту-2000А» будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.

За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа заняты топливным баком с жидким водородом. Для питания ЖРД окислителем в хвостовой части фюзеляжа установлен кислородный бак. Все двигатели в качестве горючего используют жидкий водород из единой топливной системы.

Шасси «Ту-2000А» нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки — одноколесные, убираются в фюзеляж в отсеки в районе крыла.

Габариты «Ту-2000А»: длина — 60 метров, размах крыла — 14 метров, стреловидность крыла по передней кромке — 70, масса пустого — 40 тонн, взлетная масса — от 70 до 90 тонн.

Экспериментальный «ВКС» второго этапа должен иметь взлетную массу до 210–280 тонн. Подобный аппарат сможет доставлять на околоземную орбиту 200–400 километров полезный груз от 6 до 10 тонн. Компоновочно он будет повторять экспериментальный «Ту-2000А», но на нем планируется устанавливать более мощный ШПВРД, число ТРД увеличить до шести.

На втором этапе, помимо многоразового воздушно-космического самолета, намечалось создать варианты космического бомбардировщика «Ту-2000Б» и пассажирского гиперзвукового самолета.

«Ту-2000Б» проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10 000 километров и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость в 6 Махов на высоте 30 километров.

До приостановки работ в 1992 году для «Ту-2000А» были изготовлены: кессон крыла из никелевого сплав, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы.

По утверждению специалистов, на сегодняшнем этапе весь объем научно-исследовательских и конструкторских работ по проекту можно выполнить за 13–15 лет с начала необходимого финансирования. Стоимость постройки одного «Ту-2000» (при затратах на опытно-конструкторские работы в 5,29 миллиарда долларов) составит около 480 миллионов долларов. Предполагаемая цена запуска — 13,6 миллиона долларов (при периодичности — 20 пусков в год).

Оглавление книги

Орбитальный самолёт

В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена.
Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники.
Эта отметка установлена 11 января 2014 года.
Возможно, эта статья содержит оригинальное исследование. Добавьте , в противном случае она может быть выставлена на удаление.
Дополнительные сведения могут быть на странице обсуждения. (11 января 2014)

Орбитальный самолёт (ОС), воздушно-космический самолёт (ВКС), воздушно-космический летательный аппарат — крылатый летательный аппарат самолётной схемы, выходящий или выводимый на орбиту искусственного спутника Земли посредством вертикального или горизонтального старта и возвращающийся с неё после выполнения целевых задач, совершая горизонтальную посадку на аэродром, активно используя при снижении подъёмную силу планера. Сочетает в себе свойства как самолёта, так и космического корабля.

ОС (ВКС) является авиакосмической (аэрокосмической) системой (АКС) либо её частью. В зависимости от способа выхода на орбиту ОС (ВКС) подразделяются на космопланы и космолёты.

Космопланы и космолёты необязательно являются орбитальными — они могут быть также суборбитальными, предназначенными лишь для превышения границы космоса в 100 км.

Космопланы

Космоплан — ОС (ВКС) как вторая ступень авиакосмической системы (АКС), выводимый на орбиту не только за счёт собственных двигателей, но и с помощью ракеты-носителя (РН), а также ракетных ступеней-ускорителей, либо крылатой 1-й ступенью АКС при вертикальном старте или самолётом-разгонщиком либо крылатой 1-й ступенью АКС при горизонтальном старте. В системах с горизонтальным стартом для запуска космопланов используется технология воздушный старт.

Фактически первым в истории из реализованных космопланов, совершавших суборбитальные пилотируемые космические полёты и на 20 лет единственной АКС, был гиперзвуковой самолёт-ракетоплан North American X-15 США 1960-х годов. В США 13 его полётов выше 80 км, а в мире (ФАИ) — 2 из них, в которых была превышена граница космоса в 100 км, признаны суборбитальными пилотируемыми космическими полётами, а их участники — астронавтами.

В 1960-х годах и позже в США и СССР существовали, но не были реализованы проекты орбитальных самолётов-космопланов. Проекты X-20 Dyna Soar в США и Лапоток, ЛКС в СССР предусматривали вертикальный запуск космопланов на обычных РН. В нереализованном проекте АКС СССР Спираль ОС-космоплан совершал горизонтальный старт с помощью крылатой первой ступени (гиперзвукового самолёта-разгонщика).

В США в 1980-х—2000-х гг. была совершена обширная программа из более 100 полётов первого в истории МТКК Спейс Шаттл с орбитальным самолётом-космопланом. Аналогичный, но запускаемый на РН, космоплан СССР Буран совершил только один полёт на орбиту. Ему предшествовали испытательные суборбитальные и орбитальные полёты прототипов космопланов БОР-4 и БОР-5, также запускаемых на РН.

В 1990-х и 2000-х годах существовали, но были отменены до стадии практической реализации проекты ряда многоразовых транспортных АКС с космопланами: в России — запускаемый с обычного самолёта ракетоплан-космоплан МАКС, во Франции и Евросоюзе — запускаемый на РН космоплан Гермес, в Японии — запускаемый на РН космоплан HOPE (полёт на орбиту совершил его прототип HIMES) и двухступенчатый ASSTS с горизонтальным стартом и посадкой, в Германии — двухступенчатый Зенгер-2 с горизонтальным стартом и посадкой, в Индии — запускаемый на РН космоплан Hyperplane и др.

В начале XXI века в России существовал, но был отменён проект частично-многоразового крылатого космического корабля Клипер, запускаемого на обычной РН.

В США продолжается с полётами на орбиту проект Boeing X-37 экспериментального космоплана, запускаемого на РН. Разрабатываются проекты: в Индии — запускаемый на РН космоплан-прототип одноступенчатой АКС-космолёта RLV/AVATAR, в Китае — запускаемый на РН космоплан и его прототип «Шэньлун» и двухступенчатый МТКК с горизонтальным стартом и посадкой, на Украине — двуступенчатая АКС вертикального старта «Сура» и др.

В начале XXI века начал развиваться частный космический туризм, в числе которого возникло и развивается несколько проектов частных суборбитальных пилотируемых космических кораблей многоразового использования — космопланов. В 2004 году были совершены полёты первого из таких аппаратов испытательного SpaceShipOne компании «Virgin Galactic». Развитием программы стал SpaceShipTwo для штатных полётов. Следующими предполагаются не доходящие до космоса суборбитальные XCOR, LYNX и другие частные аппараты-космопланы.

Космолёты

Космолёт — одноступенчатая АКС, выходящая на орбиту за счёт собственных двигателей при вертикальном или горизонтальном старте.

Ввиду необходимости при создании космолётов на порядок более сложных двигательных и конструкционных технологий ни один из проектов космолётов к настоящему времени реализован не был.

Одним из первых детальных проектов АКС и космолётов был нереализованный проект Зенгера по созданию частично-орбитального боевого космолёта-бомбардировщика «Зильберфогель» в Нацистской Германии.

В 1990-х и 2000-х годах существовали, но были отменены до практической реализации проекты ряда многоразовых транспортных АКС-космолётов: в России — РАКС, в США — VentureStar с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой и NASP (Rockwell X-30) с горизонтальным стартом и посадкой, в Великобритании — HOTOL с горизонтальным стартом и посадкой, в Индии — RLV/AVATAR с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой и др.

В настоящее время британской компанией Reaction Engines ведется разработка многоразовой одноступенчатой АКС-космолёта Skylon. Примечательным является то, что Скайлон будет способен подниматься в воздух как обычный самолёт и, достигнув скорости в 5,5 М и высоты в 26 километров, переходить на питание кислородом из собственных баков, чтобы выйти на орбиту. Садиться он будет тоже как самолёт. Таким образом, британский космолёт не только должен выходить в космос без применения разгонных ступеней, внешних ускорителей или сбрасываемых топливных баков, но и осуществлять весь этот полёт, используя одни и те же многорежимные двигатели (в количестве двух штук) на всех этапах, начиная с рулёжки по аэродрому и заканчивая орбитальным участком. Предварительная экспертиза этого проекта признала, что технических и конструктивных ошибок в нём нет. По оценкам, Скайлон снизит стоимость выведения грузов в 15-50 раз. В 2013 году правительство Великобритании объявило о выделении на разработку двигателя будущего космолёта 60 млн фунтов стерлингов.

Для отработки возможностей создания двух- и одно- ступенчатых многоразовых транспортных АКС (космопланов и космолётов) следующих поколений создаются беспилотные гиперзвуковые летательные аппараты, которые сами по себе могут быть космопланами и космолётами или нет. Существовали доведённые до разных начальных степеней реализации проекты беспилотных гиперзвуковых летательных аппаратов в США Boeing X-43, в России «Холод» и «Игла», в Германии SHEFEX (прототип космоплана/космолёта), в Австралии AUSROCK и др.

По данным South China Morning Post (за 8 июня), Китай добился существенных успехов в разработке воздушно-космического самолёта. Предполагается, что он будет взлетать горизонтально, и может использоваться как для доставки грузов на орбитальную станцию, так и в военных целях. Финансирование проекта проводится НОАК.

Изображения

  • полёт ракетоплана X-15 — первого в истории гиперзвукового самолёта и ВКС-космоплана, совершавшего суборбитальные пилотируемые космические полёты

  • посадка ОС-космоплана первого МТКК Спейс шаттл

  • ОС-космоплан второго МТКК Буран на стоянке

  • посадка суборбитального ВКС-космоплана SpaceShipOne

  • спуск ОС-космоплана X-20 в представлении художника

  • макет 1:1 ОС-космоплана Гермес

  • ОС-космоплан Клипер в макете

  • АКС-космолёт VentureStar на орбите в представлении художника

  • АКС-космолёт Rockwell X-30 на орбите в представлении художника

  • ОС-космоплан X-37 на стоянке

  • космолёт Skylon

Примечания

  1. О разработке воздушно-космического самолёта в Китае : // Зарубежное военное обозрение. — 2017. — № 7 (июль). — С. 86. — ISSN 0134-921X.

Многоразовый, космический, ядерный: проект самолёта М-19

В прошлом советская авиационная промышленность занималась массой самых смелых идей. Прорабатывались проекты воздушно-космических самолетов, альтернативных силовых установок для авиации и т.д. Особый интерес в этом контексте представляет проект М-19 разработки бюро В.М. Мясищева. В нем планировалось объединить несколько самых смелых идей.


М-19 в полёте (в представлении художника)

Ответ на угрозу

В начале семидесятых годов советское руководство убедилось в реальности американского проекта Space Shuttle и начало проявлять беспокойство. В перспективе «Шаттл» мог стать носителем стратегического вооружения, и требовался некий ответ на подобную угрозу. В связи с этим было принято решение о форсировании отечественных проектов в области воздушно-космических систем.
В тот период к работам по космической тематике привлекался Экспериментальный машиностроительный завод (г. Жуковский), КБ которого возглавлял В.М. Мясищев. В 1974 г. завод получил новое задание. В рамках темы «Холод-2» он должен был определить возможности создания перспективной ВКС с альтернативными силовыми установками. В частности, следовало проверить концепции двигателей на жидком водородном топливе и ядерной силовой установки. На ЭМЗ новая работа получила обозначение «Тема 19». Проект ВКС позже назвали М-19.
Работу «19» разделили на несколько подпрограмм. Тема «19-1» предусматривала разработку и испытания летающей лаборатории с водородным двигателем. Задачей тем «19-2» и «19-3» являлся поиск облика гиперзвукового и воздушно-космического самолетов. В рамках «19-4» и «19-5» велись работы по ВКС с ядерной силовой установкой.
Общее руководство работами осуществлял В.М. Мясищев, главным конструктором стал А.Д. Тохунц, ведущим – И.З. Плюснин. Не обошлось без привлечения смежников. Так, к работам по ядерному двигателю присоединилось ОКБ Н.Д. Кузнецова.

Теория проекта

В.М. Мясищев изначально сомневался в целесообразности нового проекта. Он указывал, что у «традиционных» космических ракет сухая масса составляет 7-8 проц. от взлетной. У бомбардировщиков этот параметр превышает 30%. Соответственно, ВКС нуждается в силовой установке особой мощности, которая сможет компенсировать высокую массу конструкции и обеспечить вывод машины на орбиту.

Проекции самолета
На изучение подобных особенностей будущего М-19 ушло около полугода, но специалисты ЭМЗ все же смогли определить оптимальные облик и характеристики машины. Генеральный конструктор изучил техническое предложение и одобрил его развитие. Вскоре появился проект технического задания, и стартовали конструкторские работы.

М-19 предлагалось строить как многоразовый воздушно-космический самолет горизонтального взлета и посадки. ВКС мог последовательно совершать полеты в космос и обратно, нуждаясь только в некотором обслуживании и дозаправке. М-19 мог бы стать носителем различного вооружения или специальной аппаратуры военного назначения, его можно было использовать в научных целях и т.д. За счет крупного грузоотсека ВКС получал возможность перевозки грузов и людей на орбиту и обратно.
При успешном решении всех инженерных задач М-19 мог получить ядерную энергоустановку. Такое оснащение обеспечивало почти неограниченную дальность полета и возможность выхода на любую орбиту. В перспективе не исключалось применение М-19 при освоении Луны.
Для получения таких результатов требовалось решить массу сложных задач. К планеру ВКС предъявлялись особые требования по механической и тепловой прочности, силовая установка должна была развивать высочайшие характеристики и т.д. Впрочем, расчеты выглядели оптимистично. Готовый образец ВКС М-19 мог бы появиться после 1985 г.
На случай появления новых угроз и вызовов предлагались упрощенные способы применения М-19. Можно было создать «ВКС первого этапа» с меньшей скоростью и высотностью, но способный нести боевую или иную нагрузку. В частности, такой самолет предлагалось использовать в качестве носителя ракетной системы для вывода нагрузки в космос.

Компоновка М-19

Особенности конструкции

При строительстве М-19 предлагалось использовать особые инженерные решения. Так, планер следовало строить из легких алюминиевых сплавов, а обшивку оснащать многоразовым теплостойким покрытием на основе углерода или керамики. Предложенная архитектура предусматривала наличие крупных объемов внутри планера, что позволяло отдать максимальные объемы под топливо.
Оптимальный вариант М-19 имел схему «несущий корпус» с плоским днищем фюзеляжа и треугольным крылом большой стреловидности. В хвосте помещалась пара килей. Фюзеляж переменного сечения вмещал кабину экипажа с биологической защитой и грузоотсек. Хвостовая часть отдавалась под элементы комбинированной силовой установки; под днищем предусматривалась широкая гондола для двигателей. Предлагалось использовать сбрасываемый хвостовой обтекатель ракетного двигателя.
Оптимальной для ВКС посчитали комбинированную силовую установку, включающую 10 турбореактивных и 10 прямоточных двигателей, ядерный реактивный двигатель и дополнительное оснащение. Реактор предлагалось поместить в особую энергопоглощающую оболочку, способную обеспечить спасение активной зоны при различных ударах. Для маневрирования в космосе использовалась отдельная установка с жидкостными рулевыми двигателями.
ТРДДФ на водородном топливе должны были обеспечивать взлет, подъем на 12-15 км и разгон до М=2,5…2,7. Затем жидкий водород должен был передавать тепло реактора на теплообменники перед ТРДДФ, что позволяло усилить тягу и удвоить скорость. После этого можно было включать ПВРД, а ТРДДФ переводить на авторотацию. За счет прямоточных двигателей предлагалось разгоняться до М=16 и подниматься на высоту 50 км. Максимальная суммарная тяга воздушно-реактивных двигателей достигала 250 тс.
На этом режиме ВКС должен был сбрасывать хвостовой обтекатель и включать маршевый ЯРД. Последний отвечал за нагрев водорода перед выбросом через сопло. Расчетная тяга ЯРД достигала 280-300 тс; суммарная тяга всей силовой установки – не менее 530 тс. Это позволяло поддерживать высочайшую скорость и выходить на орбиту.

Компоновка силовой установки
ВКС М-19 должен был иметь длину 69 м (без сбрасываемого обтекателя) и крыло размахом 50 м. Взлетная масса достигла 500 т. Сухой вес составлял 125 т, на топливо приходилось 220 т. В грузоотсеке размером 4х4х15 м можно было поместить до 40 т нагрузки. Потребная длина взлетно-посадочной полосы составляла 4 км.
Собственный экипаж М-19 включал от трех до семи человек, в зависимости от поставленной задачи. При выполнении тех или иных миссий в грузоотсеке мог помещаться обитаемый космический аппарат со своим экипажем. Высота опорной орбиты составляла 185 км, что обеспечивало решение широкого круга научных и военных задач.

Научно-исследовательские и опытно-конструкторские

Еще до формирования окончательного облика ВКС «19» в рамках темы «Холод-2» стартовали различные научно-исследовательские работы, направленные на решение широкого круга задач. Профильные институты продолжили проработку вопросов создания водородных двигателей, также осуществлялся поиск новых материалов с требуемыми характеристиками.
Особое внимание уделялось созданию особой комбинированной силовой установки. Советская наука уже имела опыт в деле создания ядерных двигателей, но для проекта М-19 требовалось принципиально новое изделие. Готовые ТРДДФ и ПВРД, подходящие для «19», тоже отсутствовали. Профильным предприятиям предстояло разработать все элементы силовой установки.
Перспективный ВКС должен был решать принципиально новые задачи, из-за чего нуждался в авионике с особыми функциями. Требовалось обеспечить навигацию на всех режимах, в атмосфере и в космосе, а также выход на требуемые траектории и возвращение на аэродром. Кроме того, самолет нуждался в специфических средствах жизнеобеспечения, способных защитить экипаж от всех нагрузок и излучения реактора.

Принципы работы комбинированной силовой установки
Различные НИР продолжались до начала восьмидесятых годов. В соответствии с планом темы «19», в 1982-84 гг. следовало провести рабочее проектирование будущего М-19. К 1987-му должны были появиться три опытных ВКС. Первый полет относили к 1987-88 гг. В начале девяностых СССР мог бы освоить полноценную эксплуатацию многоразовой воздушно-космической системы.

Конец проекта

Однако эти планы так и не были выполнены. В середине семидесятых годов военное и политическое руководство страны искало дальнейшие пути развития ракетно-космической техники, в том числе в контексте ответа на Space Shuttle. Выбранная стратегия действий фактически отменяла дальнейшие работы по теме «19».
В 1976 году было решено создавать многоразовую систему «Энергия-Буран». Ведущая роль в этом проекте отдавалась вновь созданному НПО «Молния». ЭМЗ и некоторые другие предприятия передавались в его ведение. Вследствие этого конструкторское бюро В.М. Мясищева потеряло возможность полноценно развивать проект М-19.

Работы по «Теме 19» продолжались еще несколько лет, но из-за загрузки ЭМЗ другими проектами им уделялось лишь минимальное влияние. В октябре 1978 г. В.М. Мясищев ушел из жизни; перспективный проект остался без поддержки. В 1980-м все работы по М-19 окончательно прекратились. Связанные проекты и исследования к этому времени были перенацелены на программу «Энергия-Буран».
Таким образом, «Тема 19» / «Холод-2» не привела к ожидаемым результатам. СССР так и не построил воздушно-космический самолет с комбинированной силовой установкой и не использовал его для военных и научных нужд. Тем не менее, в рамках проекта «19» были проведены различные исследования, позволившие определить оптимальные пути развития многоразовых космических систем и найти наилучшие инженерные решения разного рода. НИР из состава «Темы 19» внесли заметный вклад в развитие отечественной космонавтики, а определенные наработки опередили свое время и пока не нашли применения.>Ту-2000

Описание

Модель Ту-2000

Ответом на разработку США трансатмосферного X-30 (NASP) стали постановления правительства СССР от 27 января и 19 июля 1986 о создании эквивалента. 1 сентября Министерство обороны выпустило техническое задание на одноступенческий многоразовый воздушно-космический самолет (МВКС). МВКС должен был обеспечить эффективную и экономичную доставку на околоземную орбиту; обеспечить высокоскоростную трансатмосферную межконтинентальную транспортировку и решение военных задач как в атмосфере, так и в ближнем космическом пространстве. Из представленных ОКБ Туполева, ОКБ Яковлева и НПО «Энергия» проектов одобрение получил Ту-2000.

Ту-2000Б в представлении «потенциального противника»

Ту-2000А должен был стать экспериментальным ЛА, для проверки новых технологий. При взлетном весе 70-90 т он должен был развивать скорость до М=6 на высоте 30 км. Прежде, чем работа была остановлена в 1992, были изготовлены: кессон крыла из никелевого сплав, элементы фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. Ту-2000 должен был использовать турбопрямоточные двигатели с переменным циклом, использующие метан или жидкий водород.

Ту-2000 в разрезе

На втором этапе намечалось создать варианты космического бомбардировщика Ту-2000Б и МВКС или пассажирского гиперзвукового самолета. Ту-2000Б проектировался как двухместный бомбардировщик с дальностью 10,000 км и взлетным весом 350 тонн. Шесть двигателей с питанием на жидком водороде должны были обеспечить скорость М=6 на высоте в 30 км.

Ту-2000 в варианте МВКС имел бы стартовый вес 260 тонн, высоту полета более 60 км и скорость от М=15 до М=25 (орбитальная скорость). Полезная нагрузка 8-10 тонн может выводиться на орбиту высотой 200 км. 8 турбопрямоточных двигателей дополнены гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) и ЖРД. Для реализации проекта необходимо создание широкодиапазонного ПВРД и технологии производства и хранения на борту ЛА переохлажденного (шугообразного) водорода.

>Конструкция

Самолет выполнен по схеме «бесхвостка» с треугольным крылом. Двигатели установлены в подфюзеляжной гондоле (ГПВРД) и в хвостовой части фюзеляжа (ТРД и ЖРД).

Состояние

По данным специалистов АНТК им. А.Н.Туполева, НИОКР можно выполнить за 13-15 лет с начала необходимого финансирования. в ценах 1995 г. стоимость его постройки (при затратах на ОКР 5,29 млрд. долл.) будет около 480 млн.дол. Предполагаемая цена запуска — 13,6 млн.дол. (при темпе 20 пусков в год).

Макет самолета Ту-2000 был показан на выставке «Мосаэрошоу-92» на стенде ОКБ им. А. Н. Туполева. К настоящему времени вся деятельность по проекту практически заморожена из-за отсутствия государственного финансирования.

Характеристики Ту-2000

Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Экипаж 2
Размеры
Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Длина фюзеляжа, м 55-60 100
Размах крыла, м 14 40,7
Площадь крыла, м2 160 1250
Стреловидность крыла по передней кромке 70o
Массы
Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Взлётная, кг 70000-90000 260000 350000
Пустого 40000 200000
Масса ПH, выводимой на орбиту (высота орбиты до 200 км), кг 8000-10000
Силовая установка
Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Двигатели ТРД + ГПВРД 8 ТРД + ГПВРД + ЖРД 6 ТРД + ГПВРД
Тяга, кГc 90000
Полный запас топлива, кг 35000 — 50000
Лётные данные (расчетные)
Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Скорость полета, М= 5-6 15-25 6
Высота полета, м 30 60-200 30
Практическая дальность, км 10000

>Смотри также

  • Космопланы

Ссылки

  • Ту-2000 /»Настоящие сверхзвуковые»/
  • Ту-2000 ОКБ им. А.Н.ТУПОЛЕВА / Самолеты России и стран СНГ /
  • Encyclopedia Astronautica / M.Wade /

3.4 Закрепление плетей при укладке

3.4.1 Для обеспечения прочности и устойчивости бесстыкового пути все вновь укладываемые плети должны закрепляться при оптимальной температуре согласнотаблице 3.1.

Нормы оптимальной температуры закрепления (tопт) касаются вновь укладываемых, перекладываемых плетей, а также плетей, в пределах которых восстанавливается нарушенная температура закрепления. Эти нормы действуют с момента ввода их распоряжением ОАО «РЖД» № 2022 от 01.10.2009 г. «Об установлении временных норм эксплуатации бесстыкового пути».

Плети, уложенные до 01.10.2009 г., если у них не нарушен температурный режим работы, разрешается эксплуатировать при температуре закрепления, установленной в табл. 3.1 «Технических указаний по устройству, укладке, содержанию и ремонту бесстыкового пути» от 31.03.2000 г. (далее — ТУ-2000).

Таблица3.1 Оптимальные температуры закрепления плетей в дирекциях инфраструкетуры

Дирекция инфраструктуры

Оптимальная температура

закрепления плетей tопт,0С

Октябрьская

35±5

Калининградская

35±5

Московская

35±5

Горьковская

35±5

Северная

35±5*)

Северо-Кавказская

40±5

Юго-Восточная

40±5

Приволжская

40±5

Куйбышевская

35±5

Свердловская

35±5*)

Южно-Уральская

35±5

Западно-Сибирская

35±5*)

Красноярская

30±5*)

Восточно-Сибирская

35±5*)

Забайкальская

35±5*)

Дальневосточная

35±5*)

*) – на участках с минимальными температурами рельсов tminmin -500С и ниже разрешается закреплять плети при температурах 30±50С

3.4.2 Плети при укладке закрепляют по направлению хода укладки (от начала плети до ее конца).

После обкатки вновь уложенных и введенных в оптимальную температуру закрепления, плетей (после пропуска 200-500 тыс. тонн груза брутто) должна быть произведена повторная затяжка болтов, шурупов промежуточных рельсовых скреплений. Затяжка должна производиться крутящими моментами в соответствии с требованиями п.2.5.2 настоящей Инструкции.

3.4.3 Температурой закрепления короткой рельсовой плети считается средняя из температур, измеренных в начале и конце работ при условии закрепления плети не реже, чем на каждой пятой шпале. Разница температур закрепления соседних коротких плетей, составляющих длинную плеть, не должна превышать 50С, а максимальная разность по всей длине плети — 100С.

Разница между температурами закрепления правой и левой рельсовых нитей не должна превышать 100С. Во всех случаях фактические температуры закрепления должны находиться в пределах ±50С от оптимальной температуры.

3.4.4 При выполнении ремонтно-путевых работ, связанных с разрыхлением балласта и снижением устойчивости бесстыкового пути (подъемка, рихтовка, машинизированная очистка щебня и др.), температурой закрепления бесстыкового пути следует считать наименьшую из температур закрепления правой и левой нитей.

Если же работы выполняют по одной рельсовой нити (восстановление целостности плети, смена подкладок, прокладок и т.д.), то при определении возможности производства работ в расчет принимают температуру закрепления плети, на которой производятся работы.

3.4.5 Если плети укладываются при температурах выше или ниже оптимальных ±50С, то следует принимать меры для введения плетей в оптимальную температуру закрепления в соответствии с требованиями п.п.4.6 и 4.7 настоящей Инструкции. Работы должны выполняться по утвержденным технологическим процессам.

Допускается временное закрепление плетей вне оптимальной температуры с последующим выполнением работ по введению плетей в оптимальную температуру.

Все вновь уложенные при отрицательных температурах плети до наступления температуры рельсов +20°С должны быть введены в оптимальную температуру закрепления или перезакреплены при промежуточной температуре ниже оптимальной при соблюдении требования, что разность между ожидаемой максимальной температурой плети (tmax) до ее закрепления на постоянный режим работы и температурой закрепления (tз) будет ниже допускаемого по устойчивости перепада температуры не менее чем на 10°С, т.е.

Silbervogel

Silbervogel

Макет

Тип

высотный суборбитальный бомбардировщик-космолёт

Главный конструктор

Ойген Зенгер

Статус

Проект

Эксплуатанты

Люфтваффе

«Зильберфо́гель» (Silbervogel, с нем. — »серебряная птица») — проект высотного частично-орбитального бомбардировщика-космолёта австрийского учёного доктора Ойгена Зенгера в нацистской Германии времён Второй мировой войны. Первый детальный проект гиперзвукового самолёта и авиационно-космической системы. Другие названия проекта — «Amerika Bomber», «Orbital-Bomber», «Antipodal-Bomber», «Atmosphere Skipper», «Ural-Bomber».

Назначение

Основное назначение бомбардировщика-ракетоплана — бомбардировки территории США и, в частности, Нью-Йорка, и дальних промышленных регионов СССР, в частности, Урала и Сибири.

«Серебряная птица» по расчётам должна была нести до 30 тонн бомб. Вес бомбовой нагрузки зависел от расстояния, при расчётном расстоянии в 6500 км до Нью-Йорка бомбовая нагрузка составляла 6 тонн.

В 1941 году проект был временно закрыт, как и все амбициозные проекты, не предполагающие немедленной отдачи.

К концу Второй мировой войны (в 1944 году) проект возродился, приобретя статус «оружия возмездия». Тем не менее, его практически полная нереализуемость в тогдашней ситуации была очевидна даже немецкому командованию, и работы по проекту не продвинулись дальше эскизных чертежей.

Согласно послевоенным расчётам, аппарат Зенгера в принципе не мог функционировать, как предполагал изобретатель, и был бы разрушен при первом же входе в атмосферу.

Технические характеристики

Длина бомбардировщика 28 м, размах крыльев — около 15 м, сухой вес — 10 тонн, вес топлива — 84 тонны. Полный стартовый вес бомбардировщика около 100 тонн. ЖРД бомбардировщика, разработанный самим Зенгером без помощи группы Дорнбергера, должен был развивать тягу до 100 тонн.

Бомбардировщик должен был стартовать с катапультной установки длиной до 3 километров. «Серебряная птица» располагалась на стартовой тележке (салазках), которая приводилась в движение собственными ракетными двигателями вместе с присоединённым к ним самолётом. После 10 секунд работы скорость бомбардировщика на стартовой тележке должна была составлять около 500 м/с. После этого срабатывали пироболты, бомбардировщик отделялся от тележки и, набирая высоту, включал свой собственный ракетный двигатель через 36 секунд после старта на расстоянии около 12 км от места взлёта. Работа ЖРД самолёта должна была продолжаться 336 секунд до выработки запасов топлива.

Теоретическая максимальная высота полёта, рассчитанная доктором Зенгером, составляла 260 км, а скорость самолёта — 6400 м/с. Самолёт фактически взлетал в безвоздушное пространство ближнего космоса, а лётчик ненадолго становился космонавтом.

Существовало несколько вариантов использования космического бомбардировщика.

Первый вариант режима полёта

По первому варианту бомбардировщик стартовал в Германии, затем, выходя в космос по ниспадающей баллистической траектории, достигал точки бомбометания, а затем, перелетев эту точку, садился на противоположной от Германии точке Земли. Эта «антиподная» точка приходится на район Новой Зеландии или Австралии, контролируемый союзниками. В этом случае ракетоплан неизбежно был бы потерян вместе с пилотом. Кроме того, бомбометание по такому варианту пришлось бы проводить с очень большой высоты, что было бы неэффективно по точности попадания в цель. Компактных и эффективных систем наведения снарядов в то время не было. Первые опыты в этом направлении только начинались на ФАУ-1/2, но точность их систем позволяла лишь «попасть в Лондон».

Второй вариант режима полёта

По другому варианту бомбардировщик достигал точки бомбометания, производил бомбардировку, а затем разворачивался на 180 градусов и возвращался на место старта. Ракетоплан при старте должен был достичь скорости 6370 м/с и высоты 91 км. В этом режиме полёта по баллистической траектории на расстоянии примерно 5500 км от точки старта скорость ракетоплана падала бы до 6000 м/с, а высота полёта снижалась бы до 50 км. Ещё через 950 км проводилось бы бомбометание, после чего самолёт за 330 секунд с радиусом 500 км делал бы поворот назад и направлялся бы к месту старта. Скорость после выхода из разворота составляла бы 3700 м/с, а высота — 38 км. На расстоянии 100 км от места посадки в Германии скорость самолёта составляла бы 300 м/с, высота — 20 км. Последующие планирование и посадка происходили бы как у обычного самолёта при посадочной скорости всего 140 км/ч.

Третий вариант режима полёта

Зенгер предполагал воспользоваться режимом «волнообразного планирования», напоминающим движения камня, отражённого при броске от воды, и делающего «блинчики». Ракетоплан при планировании из космоса должен был несколько раз отразиться (срикошетить) от плотных слоёв атмосферы, тем самым значительно удлинив расстояние возможного полёта.

Для получения такого режима полёта ракетоплан должен был бы набирать максимальную скорость 7000 м/с до высоты 280 километров, на удалении 3500 километров от точки старта делать первое снижение и «отскок от атмосферы» на высоте 40 километров в 6750 километрах от точки старта. Девятое планирование и «отскок» находились бы уже на расстоянии 27 500 километров от точки старта. Через 3 часа 40 минут после старта, полностью обогнув Землю, ракетоплан приземлялся бы на аэродроме в Германии, прилетев с обратной стороны от места старта. Расчётная точка бомбометания находилась бы на одном из снижений к поверхности земли.

Рассматривались и иные режимы полёта, в том числе с посадкой бомбардировщика на территории дружественных Германии стран или бомбометание с потерей самолёта и катапультированием лётчика с попаданием его в плен. В режиме пикирования бомбардировщика на цель, с последующим катапультированием пилота, могла быть достигнута наивысшая точность бомбометания.

Наследие проекта

Ряд источников утверждает, что Сталин проявлял интерес к этому проекту. Приводятся сведения, что он поручил своему сыну Василию и учёному Григорию Токаеву захватить Зенгера и переправить его в Советский Союз. Однако, эти планы не удались сразу (Токаев сбежал за границу и сообщил британской разведке всё, что ему было известно о советской ракетной программе, по его словам Сталин проявлял особый интерес к межконтинентальным ракетам и сверхдальним реактивным бомбардировщикам, идеи Зенгера пришлись ему особенно интересными) и были отменены позже, и Зенгер жил и работал во Франции, Англии, Швейцарии, ФРГ.

По результатам изучения немецких чертежей проекта «Серебряная птица» в СССР в 1965 году под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского началась разработка собственной так же горизонтально стартующей и садящейся, но двухступечатой военной многоцелевой АКС бомбардировщика и доставщика экипажей и грузов на орбиту «Спираль», оставшейся нереализованной.

В США первая схожая по целям и также нереализованная военная космическая система 1960-х годов X-20 базировалась, однако, на вертикальном запуске обычной ракетой-носителем. Был реализован экспериментальный гиперзвуковой самолёт X-15, стартующий с другого самолёта-носителя. Проекты одноступенчатых АКС-космолётов (X-30-NASP и другие) пока не реализованы.

В Германии в 1990-х и 2000-х годах существовал, но был отменён до стадии практической реализации проект двухступенчатой АКС Зенгер-2 с горизонтальным стартом и посадкой. Тогда же в Великобритании был разработан нереализованный проект горизонтально-стартующей одноступенчатой АКС HOTOL, в одном из вариантов которого предполагался старт с катапульты, как и у «Серебряной птицы».

> См. также

  • Оружие возмездия
  • X-20 Dyna Soar
  • Спираль (авиационно-космическая система)
  • Зенгер-2
  • SpaceLiner

Литература

  • Козырев М., Козырев В. Необычное оружие третьего рейха. — М.: Центрполиграф, 2007.
  • Каторин Ю. Ф., Волковский Н. Л., Тарнавский В. В. Уникальная и парадоксальная военная техника. — СПб.: Полигон, 2003. — 686 с. — (Военно-историческая библиотека). — ISBN 5-59173-238-6, УДК 623.4, ББК 68.8 К 29.

> Примечания