Авиация и космонавтика 2009 12

НЕКОТОРЫЕ ДАННЫЕ ВАРИАНТА ТУ-2000А

Для Ту-2000А была принята аэродинамическая схема «бесхвостка», все элементы ВКС конструктивно интегрированы вокруг силовой установки, состоящей из двух ТРД типа Д-100, находящихся в хвостовой части, основного разгонного ГПВРД, расположенного под фюзеляжем в задней его части и двух ЖРД для маневрирования в космическом пространстве, установленных между ТРД. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения. Большую роль в создании подъемной силы играет фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Органы управления традиционные для данной схемы ЛА: элевоны на крыле и руль поворота на киле. Основной двигатель - ГПВРД. Он включает в себя воздухозаборник внешне-внутреннего сжатия, регулируемые камеры сгорания с косым срезом и многоканальную систему подачи топлива. Основной разгонный режим выполняется на ГПВРД, воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=6 и начала работы ГПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборников ТРД.

Особенностью конструкции ВКС является интегральное решение во взаимной компоновке планера и силовой установки, особенно в части, касающейся ГПВРД. Нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ГПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом.

Фюзеляж ВКС большого размера, в основном занят топливными баками с жидким водородом. В носовой части фюзеляжа расположена кабина на двух членов экипажа. Система аварийного спасения экипажа обеспечивает покидание ВКС на всех этапах полета от земли до околоземной орбиты. Носовая часть вместе с кабиной отделяемая. Она прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа. На экспериментальном ВКС предполагалось использовать катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части самолета и торможением ее аналогично спускаемым аппаратам космических кораблей до скорости, соответствующей М = 2,0 - 2,5.

За кабиной экипажа находится технический отсек радиоэлектронного оборудования, в этот же отсек убирается передняя стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа занята 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.

Экспериментальный ВКС Ту-2000А второго этапа согласно предварительным расчетам ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70 - 90 тонн, запас жидкого водорода 30 тонн и жидкого кислорода 5 тонн. Длина самолета 55 - 60 м, размах крыла 14 м.

К середине 90-х годов в ходе работ по данной программе ОКБ подготовило техническое предложение по одноступенчатому воздушно-космическому самолету с горизонтальным взлетом и посадкой Ту-2000.

К этому периоду в мире было известно несколько десятков проектов одноступенчатых ВКС, разработанных в разное время различными фирмами и научными центрами ряда стран, которые можно было отнести к двум большим классам: с двигательной установкой на основе ЖРД, и с комбинированной двигательной установкой, в состав которой входят воздушно-реактивные двигатели. Первая группа проектов, с учетом нынешнего уровня развития техники, на ближайшее время малоперспективна, так как представляет достаточно противоестественный симбиоз самолетных принципов полета в атмосфере с баллистическими носителями и ракетной двигательной установкой, которая из-за необходимости нести на борту запас окислителя имеет низкий удельный импульс, что требует очень легкой конструкции. Кроме того, минимум потерь характеристической скорости при взлете на ЖРД получается при вертикальном старте. Любая другая траектория увеличивает потери, особенно аэродинамические.

Исходя из этого ОКБ для Ту-2000 приняло концепцию ВКС, предусматривающую использование ВРД. В рамках принятой концепции ОКБ совместно с другими предприятиями и организациями изучало возможности специфической группы проектов с двигательной установкой, использующей ожижение атмосферного воздуха в полете. Такая схема силовой установки возможна, особенно если траектория разгона имеет участок накопления кислорода при скоростях полета, соответствующих числу М = 4,5 - 5. Однако сама возможность выхода на орбиту такого самолета и масса полезного груза зависят от габаритов и массы установки ожижения и разделения воздуха, для проектирования которой в то время не было необходимого научно-технического задела. Воздухозаборник этой системы создает дополнительное сопротивление, что заставляет увеличивать тягу ВРД и т.д. Даже при благоприятных результатах разработки достаточно сложных в техническом и технологическом плане агрегатов и систем ВКС с ожижением, он не имеет преимуществ по сравнению с ВКС с ПВРД (ГПВРД, ШПВРД). Трудность освоения данной концепции была подтверждена многолетней историей разработки британского проекта «Хотол». В рамках возможного пути развития ВКС концепция «Хотол» в ОКБ рассматривалась в 1986 - 1987 гг., но дальнейшего развития не получила.

В концепции одноступенчатого ВКС Ту-2000 выведение на околоземную орбиту выполняется с помощью комбинированной силовой установки, которая включает стартовые газотурбинные двигатели для взлета, начального разгона, маневрирования у земли и посадки, разгонный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД или ШПВРД) и жидкостной ракетный двигатель. Как и в случае с экспериментальным Ту-2000А, особенностью ВКС Ту-2000 является интегральная компоновка планера и его силовой установки, в которой нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ВРД, и служит верхней профилированной поверхностью сопла ВРД с косым срезом. Варианты с ГПВРД и ШПВРД отличаются типом и диапазоном работы ВРД и соотношением масс горючего и окислителя для ЖРД и, что самое важное, значительным увеличением массы полезной нагрузки (для ГПВРД - 0,5 т, для ШПВРД - 10т).