Отечественные бомбардировщики 1945-2000 » Гиперзвуковые ударные самолеты и воздушно-космические самолеты

Проект гиперзвукового ударного самолета “230″ (Ту-260)

admin — Mon, 19 Jul 2010 16:06:38 +0000

В СССР в начале 1970-годов начались исследовательские работы по нескольким проектам гиперзвуковых ударных самолетов различного назначения и класса: межконтинентальные стратегические, фронтовые и т.д. В ОКБ прорабатывались два направления ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=4, и ударный самолет, рассчитанный на крейсерскую скорость М=6.
Проектирование первого для ММЗ "Опыт" ударного гиперзвукового самолета "230" (Ту-260) было начато в 1983 году под общим руководством А.А.Туполева и А.Л.Пухова. Эскизный проект был выпущен в 1985 году. В результате проведенных проработок из нескольких рассматривавшихся компоновочных схем в качестве базовой для проведения дальнейших работ была выбрана компоновка самолета-бес-
хвостки с треугольным крылом, близкая к проектам Ту-144 и Ту-244. В одном из вариантов силовая установка состояла из четырех комбинированных двигателей типа Д-80.
Конструкция самолета была спроектирована из жаропрочных материалов, выдерживающих длительный кинетический нагрев конструкции в полете при скоростях М=4 (продолжительность полета до 2, 3 ч). Системы жизнеобеспечения и терморегулирования обеспечивали нормальные условия работы в кабине экипажа, требуемую температуру в отсеках оборудования и вооружения.
Разработчик.............................ММЗ "Опыт"
Генеральный конструктор ... А.А.Туполев
Главный конструктор...............А.Л.Пухов
Ведущий по теме...................Ю.А.Фазылов
Состояние.........эскизный проект 1985 года
■(3)
Экипаж, чел........................................
Габаритные размеры, м:
- длина .............................................
- размах крыла................................
- высота (на стоянке).....................
Площадь крыла, кв. м........................
Массы, кг:
- взлетная максимальная.................180000
- пустого самолета....................................(.)
- полной нагрузки.....................................(.)
Запас топлива, кг.................................106000
Тип, марка двигателя.....комбинированный
ТРД/ПВРД, типа Д-80
Разработчик..................................................(.)
Тяга двигателя, кг:
- взлетный режим...............................4 х (.)
- номинальный режим........................4 х (.)
Скорость, км/ч:
- максимальная.........................................(.)
- максимальная у земли...........................(.)
- крейсерская на большой высоте.......М=4
- посадочная..............................................(.)
Дальность полета, км..................8000-10000
Практический потолок, м...........................(.)
Высота крейс. полета, м............25000-27000

Проект воздушно-космического самолета Ту-2000″

admin — Sat, 10 Jul 2010 16:07:48 +0000

Развернутые во второй половине 1950-х годов работы по авиационно-космической тематике в ОКБ-156 были практически полностью свернуты в начале 1960-х годов. Работы по этой тематике возобновились в ОКБ в 1970-е годы, когда в нескольких ОКБ страны были начаты перспективные работы над авиационными воздушно-космическими системами на базе одноступенчатых орбитальных самолетов. Реализация сложной и масштабной программы создания воздушно-космического самолета (ВКС) должна была позволить создать принципиально новый класс летательных аппаратов, способных эффективно решать многие проблемы военного и гражданского характера, дать развитие перспективным технологиям.
Проведенные исследования показали следующее. Обеспечить требования по снижению стоимости вывода полезной нагрузки на орбиту, прекращению засорения ближнего космоса отработанными частями ракет-носителей, уменьшению или отказу от территорий, отчуждаемых для падения отработанных ступеней можно в случае создания и широкого использования одноступенчатых воздушно-космических летательных аппаратов горизонтального взлета и посадки многоразового использования. Одноступенчатым ВКС целесообразно решать все задачи, связанные с выведением грузов малой и средней размерности на относительно низкие орбиты. Эксплуатационная гибкость ВКС позволяет один и тот же летательный аппарат использовать для выполнения практически любого из возможных заданий с помощью системы сменных модулей, предназначенных для размещения целевой нагрузки. Наиболее важным фактором является возможность эксплуатации ВКС подобно самолету, что позволяет значительно сократить количество наземного обслуживающего персонала и исключить сложные элементы наземного комплекса (системы вертикальной сборки, стартовые площадки, специальные мероприятия и помещения для хранения блоков и ступеней ракет 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 существующим тяжелым самолетам.
В 1968-1971 годах в ОКБ А.Н.Туполева в проработке находилось несколько технических предложений по ВКС с горизонтальным стартом и посадкой, взлетная масса разрабатывавшихся летательных аппаратов достигала 300 т. В качестве силовой установки предлагалось использовать ЖРД на тепловыделяющих элементах с использованием ЯСУ, а 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. Оригинальные предложения ОКБ не вышли из стадии эскизного проектирования с одной стороны по причине отсутствия заинтересованности военных, с другой-занятостью бюро работами по СПС-1.
С началом работ на Западе по одноступенчатым ВКС, работы но данной тематике оживились и в СССР. К середине 1980-х годов совместно с ЦАГИ, ОКБ Н.Д.Кузнецова, с другими предприятиями и организациями отечественного ВПК ОКБ ММЗ "Опыт" подготовило ряд конкретных технических предложений по созданию авиационно-космической системы иа 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 иа комбинации двигателей: ТРД+ПВРД+ЖРД.
На основе большого объема проведенных в ОКБ научно-технических исследований и технологических проработок одноступенчатого орбитального ВКС был сделан вывод - одноступенчатый ВКС как многоцелевая система, предназначенная для выхода
полезной нагрузки в околоземное пространство, обладающая уникальными свойствами: малым временем реакции, универсальностью, автономностью и гибкостью применения, способен стать реальностью, если решить, в частности, проблемы существенного повышения экономичности силовой установки и значительно поднять относительный запас топлива на взлете летательного аппарата.
ОКБ подготовило несколько проектов, отличавшихся различными техническими решениями в части компоновки летательного аппарата и его силовой установки. Рассматривался и вариант самолета со стартовыми водородными ЖРД и восемью ГПВРД для полета со скоростью М=6. Один из последних проектов, разрабатывающийся с 1986 года, - проект, получивший обозначение "2000" или Ту-2000-самолет с комбинированной силовой установкой (ТРД + ШПВРД + ЖРД).
По мнению ОКБ, на сегодняшний день, существенно повысить экономичность силовой установки при гиперзвуковых скоростях полета, на которые рассчитывается ВКС, можно, используя в качестве окислителя кислород воздуха, а в качестве двигателя -ПВРД. В свою очередь, использование ПВРД требует для ограничения габаритов и массы силовой установки выполнения полета в атмосфере с высокими скоростными напорами. Высокие скоростные и тепловые нагрузки конструкции летательного аппарата требуют увеличения массы пустого аппарата, что 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.
Применение ПВРД требует 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 хладагента не удается спроектировать достаточно легкую охлаждаемую конструкцию планера и воздухозаборника, обеспечивать необходимые температурные режимы бортовых систем и оборудования, самих ПВРД, а также обеспечить нормальные условия для экипажа, грузов, в том числе и специальных, а в перспективе для пассажиров. Уникальное сочетание высокой массовой теплотворной способности и высокой удельной теплоемкости водорода позволяют создать более легкие и компактные двигатели с требуемым удельным расходом топлива.
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.
ВКС должен обладать способностями: 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 было решено, что целесообразно практические работы начать с постройки и испытаний экспериментального ВКС несколько меньшей размерности, чем окончательный вариант, необходимость создания которого обусловлена невозможностью натурного моделирования на наземных установках при числах М=6...8 явлений аэротермодинамики, процессов горения в двигательной установке, процессов нагрева конструкции. На этом летательном аппарате должны быть 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.
Программа по созданию экспериментального ВСК 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. Создание летательного аппарата по первому этапу укладывается в рамки глубокой модернизации одного из существующих сверхзвуковых летательных аппаратов. В настоящее время в ОКБ определились по основным техническим решениям ВКС второго этапа.
Для ВКС принята аэродинамическая схема "бесхвостка", все элементы ВКС 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. ВКС имеет треугольное крыло относительно небольшой площади и малого удлинения, большую роль в создании подъемной силы играет фюзеляж с плоской нижней поверхностью. Нижняя поверхность фюзеляжа выполняет и следующие функции: обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ШПВРД, является верхней поверхностью замкнутой камеры внутреннего сжатия воздуха
и сгорания топлива, служит верхней профилированной поверхностью сопла с косым срезом. Органы управления -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. Воздушные каналы ТРД после достижения скорости М=2..2,5 и начала работы ШПВРД закрываются заслонками, которые в открытом состоянии образуют входное устройство воздухозаборников ТРД. Основной разгонный режим выполняется на ШПВРД.
В носовой части фюзеляжа расположена кабина экипажа на двух членов экипажа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивает спасение от земли до максимальных высот. Носовая часть - отделяемая вместе с кабиной - прорабатывалась в двух вариантах: с отделяемой и спасаемой на парашюте кабиной экипажа и катапультируемыми креслами самолетного типа.
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 ВКС нормальной трехточечной схемы с носовым колесом: передняя стойка со спаренными колесами малого диметра с высоким давлением в пневматиках колес, основные стойки - одноколесные, убирающиеся в фюзеляж в отсеки в районе крыла.
Экспериментальный ВКС второго этапа по предварительным расчетам ОКБ должен иметь взлетную массу в пределах 70-90 т. В окончательном варианте взлетная масса ВКС увеличится до 210-280 т. Подобный аппарат будет доставлять на околоземную орбиту высотой 200^400 км полезный груз в 6-10 т. Компоновочно он будет повторять экспериментальный ВКС, но, в отличие от него, планируется, устанавливать более мощный ШПВРД, число ТРД - увеличить до 6, как и на экспериментальном ВКС устанавливать два ЖРД.
В настоящее время в ОКБ продолжаются исследовательские и экспериментальные работы по программе создания ВКС Ту-2000. На экспериментальном ВКС будут использоваться катапультируемые кресла с предварительным отделением носовой части и кабины экипажа.
Основные проектные данные экспериментального ВКС:
Гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, предназначенные для использования на ВКС, разрабатываются в ЦИАМ и проходят испытания на беспилотных моделях и в натурных условиях.

Проект гиперзвукового самолета “Аякс”

admin — Wed, 16 Sep 2009 16:08:53 +0000

В начале 1980-х годов в НПО "Ленинец" было сформировано научно-техническое направление, исследующее проблемы создания гиперзвуковых (в том числе и аэрокосмических) самолетов с уникальными энергетическими характеристиками для ВВС5. С этой целью был сформирован отдел с размещением на филиале "Сектор" и предоставлением площади на филиале для проведения экспериментов. Работы по направлению возглавил В. Л.Фрайштадт.
В середине 1980-х годов было образовано СКБ "Нева", которое было переведено в здание НИИРЭС (НПО "Ленинец"), а на территории филиала
были оставлены только экспериментальные стенды и оборудование.
На базе СКБ "Нева" в 1992 году было образовано Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых скоростей (НИПГС). В 1993 году НИПГС было преобразовано в АООТ НИПГС. В 1993 году в Санкт-Петербурге состоялся выездной научно-технический совет Государственного комитета по оборонной промышленности, посвященный проблеме создания гиперзвуковых летательных аппаратов.
В 1994 году в состав Дирекции по проблеме "Новые гиперзвуковые технологии" вошли ведущие предприятия и организации России, работающие в
области аэрокосмических исследований: ЦАГИ, ЦИАМ, МКБ "Радуга", КБ "Арсенал", ЦНИИМ, ЭМЗ им. Мяси-щева, Сибирское отделение РАН, ИВТ РАН и др5.
Исследования в области освоения гиперзвуковых скоростей полета (концепция "Аякс"), проводимые в НИПГС, носили фундаментальный характер и были направлены на создание высокотехнологической наукоемкой продукции в важнейших областях развития гиперзвуковых технологий. В частности, в НИПГС исследовалась проблема активного энергетического взаимодействия гиперзвукового летательного аппарата с обтекающим его воздушным потоком. Был предложен принцип работы и созданы основные компоненты реактора химической регенерации тепла с катализатором, помещенным под обшивкой планера.
Обшивка самолета в наиболее температурнонапряженных местах -двухслойная оболочка - представляет собой подсистему активного охлаждения с реакторами химической регенерации тепла. Между слоями оболочки размещен катализатор из термостойкого материала ("мочалки из никеля"). При движении самолета в атмосфере с гиперзвуковой скоростью происходит разогрев конструкции. Между оболочками запускается керосин (и вода для химической конверсии). Реакция термохимического разложения керосина (воды) происходит с сильным поглощением тепла и выделением водорода, который направляется для обогащения жидкого керосина, поступающего в камеру сгорания прямоточного ВРД со сверхзвуковым горением. Было показано, что при всех режимах полета температура элементов планера не превысит 800-850° С.
При испытаниях в ЦАГИ было получено, что созданное в рамках концепции "Аякс" углеводородное топливо сгораете несколькораз быстрее, чем водород.
Маршевый двигатель - магнито-плазмохимический двигатель - включает в себя магнитогазодинамический генератор и МГД-ускоритель. За счет торможения гиперзвукового потока магнитным полем создаются оптимальные условия в сверхзвуковой камере сгорания. Помимо этого, генерируется электричество мощностью до 100 мегаватт. Ионизированный заторможенный воздушный поток поступает в камеру сгорания. При необходимости увеличения скорости полета МГД-ускоритель дополнительно разгоняет продукты сгорания, что должно позволить увеличить скорость полета до М=25 и обеспечить выход на околоземную орбиту.
В качестве топлива на самолете используется авиационный керосин, дополнительно на борт берется вода.
В ГНИПГС в начале 1990-х годов в рамках работы по программе "Нева" была разработана серия летательных аппаратов от "Нева-М1" до "Нева-М7". Серию начинали беспилотные летательные аппараты, замыкали - транспортные летательные аппараты.
Предполагалось, начиная с 1993 года, с полигона Капустин Яр на трассе до озера Балхаш провести бросковые испытания крупноразмерных моделей летательных аппаратов и рабочих модулей. Для подъема экспериментальных изделий на требуемую высоту предполагалось использовать ракету-носитель "Космос-ЗМ", выпускаемую омским ПО "Полет", обеспечивающую вывод на околоземную орбиту высотой
250 км нагрузки до 1500 кг. На траектории спуска экспериментальной модели рассчитывали получить скорость полета до М=17.
На базе ракеты Х-22 предполагалось создание ЛЛ со скоростью полета до М=8 для отработки модуля ПВРД сверхзвукового горения.
По планам работ 1992 года в 1999 году предполагалось начать испытания пилотируемого самолета, проектирование и постройка которого должна была быть выполнена ЭМЗ им. В.М.Мя-сищева совместно с ЦАГИ и НИПГС. К 2015 году, при достаточ-ном объеме финансирования прог-рамы со стороны государства, плани-ровалось создать полноразмерный гиперзвуковой самолет.
Разработки НИПГС (СКБ "Нева") дают возможность установить на гиперзвуковом самолете мощный лазер, способный, например, сжигать на околоземных орбитах космический мусор.
На борту самолета возможна установка устройства для штопки "озоновых дыр" над полюсами Земли, при этом сам самолет в полете практически не разрушает озонового слоя.
Предлагались варианты использования гиперзвуковых самолетов для доставки пассажиров в любую точку планеты за 2 часа; для метеорологического и экологического дозора, для оказания помощи судам, терпящим бедствие в Мировом океане, и космическим кораблям на околоземных орбитах4, для вывода космических аппаратов на орбиту.
Гражданский вариант гиперзвукового самолета рассчитывался на скорость полета 6000-12000 км/ч, дальность полета без дозаправки - до 19000 км, полезная нагрузка - до 100 пассажиров2.
В 1995 году на МАКС-95 были представлены новые варианты компоновочных схем ГЛА различного назначения: многоразовой крупномасштабной модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА); многоцелевого гиперзвукового самолета; одноступенчатого воздушно-космического самолета; двухступенчатой аэрокосмической системы; транспортного гиперзвукового самолета.

Проект гиперзвукового ударного самолета “360″ (Ту-360)

admin — Wed, 16 Sep 2009 16:07:08 +0000

Проектные работы по межконтинентальному гиперзвуковому ударному самолету, рассчитанному на дальность полета 15000 км при полете на крейсерской скорости М=6 на большой высоте велись на ММЗ "Опыт" в первой половине 1980-х годов.
Компоновочно самолет был близок к самолету, создававшемуся по проекту "230", но предполагалось использование двигателей, работающих на СПГ и жидком водороде.
Вооружение предполагалось разместить в двух больших фюзеляжных отсеках.
Взарубежной печати** приводятся данные по перспективному бомбардировщику с максимальной взлетной массой до 350000 кг. При крейсерской скорости полета М=6 на высоте 30000 м ожидаемая дальность полета 9000-10000 км. Водородные ГПВРД позволяют осуществлять полет на высотах 30-300 км.
Разработчик.............................ММЗ "Опыт"
Генеральный конструктор ... А.А.Туполев
Главный конструктор...............А.Л.Пухов
Ведущий по теме.....................В.А.Андреев
Состояние...........................эскизный проект
середины 1980-х годов
Экипаж, чел.................................................(3)
Габаритные размеры, м:
- длина.......................................................(.)
- размах крыла..........................................(.)
- высота (на стоянке)...............................(.)
Площадь крыла, кв. м..................................(.)
Массы, кг:
- взлетная максимальная ......около 350000
- пустого самолета....................................(.)
- боевой нагрузки...............................10000
Запас топлива, кг.........................................(.)
(жидкий водород)
Тип, марка двигателя.....комбинированный
ТРД/ПВРД
Разработчик..................................................(.)
Главный конструктор..................................(.)
Тяга двигателя, кг:
- взлетный режим...............................6 х (.)
- номинальный режим....................4... 6 х (.)
Скорость, км/ч:
- максимальная.........................................(.)
- максимальная у земли...........................(.)
- крейсерская на большой высоте.......М=6
- посадочная..............................................(.)
Дальность полета, км...................около 8000
Практический потолок, м...........................(.)
Высота крейс. полета, м............25000-27000