Отечественные бомбардировщики 1945-2000 » Проект

Проект бомбардировщика ЛЛ-600

admin — Tue, 14 Sep 2010 15:50:34 +0000

Проект тяжелой летающей лодки ЛЛ-600 разработан в первой половине 1960-х годов применительно к вариантам самолета-бомбардировщика и пассажирского самолета на 2000 мест.
Для увеличения дальности действиягидросамолетов-бомбардировщиков, как и для увеличения эффективности использования противолодочной авиации (гидросамолетов и самолетов-амфибий) в океанской зоне, предполагалось организовать заправку
самолетов в море от подводных лодок-танкеров или специальных контейнеров. Организация заправочных пунктов на основе скрытно доставляемых подводными лодками связок контейнеров с топливом позволила бы осуществлять попутную дозаправку самолетов при полете к цели в пределах тактического радиуса действия. Для осуществления скрытной встречи самолета с выставленными в море контейнерами по одному из проектов с самолета при подлете к месту заправки на расстояние 200-300 километров сбрасывалась сигнальная бомба с серией зарядов. После срабатывания в определенной последовательности зарядов гидроакустический приемник контейнера давал команду на всплытие и включение в дежурный режим приводной радиостанции и средств визуального обнаружения.
После выхода в 1966 году Постановления Правительства №246-86 был предложен ряд противолодочных комплексов, в том числе летающие лодки ЛЛ-400 и ЛЛ-600.
Работы по самолету ЛЛ-600 были свернуты после успешных испытаний межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 ОКБ главного конструктора С.П.Королева.
Разработчик.................................ОКБ ТМЗ
Генеральный конструктор .... Г.М.Бериев
Производство............................не строился
Состояние...........................................проект
середины 1960-х годов
Взлетная масса, кг.................около 1000000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей.......................................(.)
Разработчик .................................ОКБ-276(?)
Тяга двигателей, кг...............................8 х (.)
Генеральный конструктор .... Н.Д.Кузнецов Скорость, км/ч.......................................... 900
пакете с боковыми воздухозаборниками - "Б"; с отдельно расположенными двигателями в мотогондолах - "О"; с двигателями в парных мотогондолах -"Р", интегральные компоновки с двигателями в одном пакете - "И", самолеты-бесхвостки - "Л", пассажирские варианты самолета - "П", аэродинамические компоновки самолета с комбинированными компоновками двигателей и воздухозаборников - "К", компоновки с крылом изменяемой геометрии - "ИГ", с двигателями работающими на водородном топливе -"В",...
Всего было рассмотрено более 130 вариантов компоновочных схем самолета, 34 из которых прорабатывались более подробно для обеспечения обоснованного выбора наиболее рациональной окончательной компоновки самолета Т-4.
Вариант компоновки самолета Т-4 с интегральным сочленением крыла и фюзеляжа был построен в виде полноразмерного макета в 1962 году.
В апреле 1963 года был закончен предварительный эскизный проект самолета, в создании аэродинамической компоновки которого активное участие принял ЦАГИ. В конце года Постановлением СМ СССР самолет был принят к разработке. В декабре 1965 года утвержден окончательный вариант компоновки (номер 33), принято Постановление СМ СССР о постройке самолета.
К разработке документации и постройке самолета привлекались ОКБ и завод им. А.С.Лавочкина, Тушинский Машиностроительный завод и МКБ "Буревестник".
Форма крыла самолета Т-4 (изделие "100") отрабатывалась на переоборудованном истребителе Су-9 - ЛЛ "ЮОЛ" в восьми вариантах: "100Л-1" -"ЮОЛ-8". Для обеспечения балансировки на взлетно-посадочных режимах с использованием переложенных вниз элевонов рассматривался вариант самолета Т-4 с двумя подъемными двигателями РД36-35, расположенными за кабиной экипажа.
Для отработки силовой установки были созданы модель с двигателями ВД-19 и макет силовой установки с двигателями "79Р", с помощью которых был проведен комплекс исследований на различных стендах в ЦИАМ.
Первый построенный экземпляр "изделия 100", который получил обозначение изделие "101", не имел части оборудования и вооружения (масса пустого самолета 55600 кг). Летные испытания начались в 1972 году (первый полет 22 августа). Для обеспечения обзора на взлетно-посадочных режимах носовая часть фюзеляжа сделана отклоняемой вниз. При поднятой отклоняемой носовой части фюзеляжа для улучшения обзора в кабине летчика на время испытаний был установлен перископ. Экипаж в высотных компенсирующих костюмах ВКК (ККО-5) или скафандрах "Сокол" размещался в гермокабине на катапультных креслах К-36.
Первый экземпляр самолета -"101"-испытывался до 1974 года, второй экземпляр - "102" - полностью укомплектованный оборудованием и системами бомбардировщик, предназначенный для отработки навигационного комплекса был построен, но не испытывался (полеты планировались на 1976 год). Строился третий экземпляр " 103", предназначенный для проведения реальных пусков управляемых ракет (готовность самолета доходила до 70 процентов). Еще один экземпляр - для отработки вопросов применения бомбового вооружения - был изготовлен в агрегатах.
Всего на самолете Т-4 было пять точек подвески, на которых, кроме ударного вооружения, размещались контейнеры с разведывательной аппаратурой (было разработано три варианта комплектации), контейнеры с системой самообороны. Для ведения разведки предполагалось оснастить самолет инфракрасными датчиками и фотоаппаратурой.
В качестве основного варианта вооружения бомбардировщика Т-4 рассматривались размещаемые на подкрыльных пилонах высокоскоростные твердотопливные управляемые ракеты Х-45 класса "воздух-земля", разработанные МКБ "Радуга".
При использовании самолета Т-4 в качестве бомбардировщика свободнопадающие бомбы и дополнительное топливо размещалось в сбрасываемом подфюзеляжном контейне-ребаке.
Серийное производство бомбардировщика планировалось развернуть на Казанском авиазаводе. Потребность ВВС оценивалась в 250 экземпляров. Постановление о создании и производстве бомбардировщика Ту-22М практически полностью загружало мощности завода и не позволяло авиазаводу параллельно производить бомбардировщики Ту-22М иТ-4.
Работы по сверхзвуковому бомбардировщику Т-4 были прекращены весной 1974 года. Все летные экземпляры самолета, кроме первого, находящегося в Монинском авиамузее (экспонируется как Су-100), и экземпляр планера, предназначенный для статических прочностных испытаний ("100С"), были уничтожены.
Планер самолета Т-4 состоит из следующих агрегатов: фюзеляж, гондолы двигателей, крыло, переднее горизонтальное оперение, киль, основные и передняя опоры шасси.
Фюзеляж самолета состоит из семи основных отсеков: отклоняемой носовой части, кабинного отсека, приборного отсека, отсека центрального топливного бака, хвостового отсека и отсека хвостового парашюта.
В отклоняемой носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем размещена антенна и блоки РЛС. Перед передней стенкой кабины в отклоняемой носовой части находятся стеллажи с блоками пилотажно-нави-гационной системы, системы управления оружием, агрегаты системы кондиционирования, размещена штанга дозаправки самолета топливом в воздухе.
В верхней части кабинного отсека тандемно размещены расположенные кабины летчика и штурмана. Каждая кабина имеет свой откидной люк для аварийного покидания самолета и для посадки экипажа в кабины. В подка-бинных отсеках установлены системы жизнеобеспечения экипажа (кислородного обеспечения, кондиционирования воздуха и спецснаряжения экипажа) и охлаждения.
Основная часть радиоэлектронного оборудования установлена в приборном отсеке, фюзеляж в зоне приборного отсека по всей длине имеет круглое сечение диаметром 2000 мм. Приборный отсек длиной 6746 мм выполнен герметичным с теплоизоляционным покрытием по всей поверхности отсека.
Три технологических отсека фюзеляжа — топливные баки-отсеки, соединенные системой трубопроводов. В полуцилиндрическом гаргроте находятся основные транзитные коммуникации самолета. В хвостовом отсеке фюзеляжа размещена четырехкупольная парашютно-тормозная установка.
Под вторым и третьим топливными отсеками расположен центроплан, под которым установлена гондола двигателей. Гондола технологически делится на переднюю и хвостовые части. Носок передней части гондолы -
вертикальный клин, на котором справа и слева установлены регулируемые створки многоскачкового воздухозаборника. В носке гондолы размещена ниша передней опоры шасси. За нишей передней опоры между воздушными каналами расположен отсек оборудования, в котором находятся агрегаты самолетных систем. В центральной зоне гондолы между воздушными каналами находится расходный топливный бак. По бокам центральной части гондолы под центропланом расположены левая и правая ниши главных опор шасси. В хвостовой части гондолы находится отсек двигателей с противопожарными перегородками.
В консолях крыла размещены исполнительные органы системы управления элевонами.
В киле размещены агрегаты радиоэлектронных комплексов, тросы и исполнительные органы системы управления рулем направления.
Шасси трехопорной схемы с носовым колесом обеспечивает эксплуатацию самолетов с аэродромов 1-го класса. Основные стойки шасси снабжены двухосными тележками с четырьмя тормозными колесами со спаренными шинами. Передняя опора шасси имеет рычажно-подвешенные спаренные колеса со стартовыми тормозами. Механизм управления служит и демпфером "шимми".

Проект авиапионно-ракетного комплекса с баллистической ракетой Р-13А

admin — Sat, 04 Sep 2010 16:00:53 +0000

Разработка морского ракетного комплекса для поражения береговых неподвижных целей была задана Постановлением СМ СССР от 21 августа 1956 года №1240-631. При проведении работ в СКБ-385 по морскому варианту ракеты Р-13 возникло предложение создать и ее авиационный вариант для оснащения тяжелых бомбардировщиков, переоборудованных в самолеты-носители авиационо-ракетного комплекса.
В варианте Р-13А ракета должна была иметь вспомогательную несущую систему - крылышки, которые в сочетании с оперением обеспечивали стабилизированный полет ракеты после ее отделения от самолета-носителя и выход на баллистическую траекторию в точку запуска двигателя. Ракету Р-13А на бомбардировщике предполагалось транспортировать на внешних узлах подвески.
Техническим заданием на морскую ракету и комплекс задавалась максимальная дальность полета ракеты при надводном старте - 450 км. В авиационном варианте Р-13 А должна была иметь вдвое большую дальность стрельбы.
Разработка авиационного варианта ракеты Р-13А не вышла из проектной стадии.
На базе технических решений по ракете Р-13 создавалась ракета Р-18 для сухопутных войск.
Комплекс Д-2 с ракетой Р-13 был принят на вооружение подводных лодок проектов 629 и 658 ракетный в 1960 году.
В 1958 году главным конструктором КБ-1 НИИ-1 МОП А.Д.Надирадзе, осуществлявшим руководство разработкой твердотопливных ракет, было предложено использовать в качестве носителя баллистических ракет сверхзвуковой бомбардировщик М-50.
Разработчик....................................СКБ-385,
ОКБ-156(?)
Тип комплекса .... авиационно-ракешый для
поражения наземных целей
Состояние: .................. работы прекращены
на стадии проекта Состав комплекса :
- самолет-носитель.....................................(.)
- ракета...............................................Р-13А
- наземное оборудование Самолет-носитель...........................тяжелый
бомбардировщик
Высота пуска, м....................... 10000-140001
Ракета Р-13А
Разработчик.................................... СКБ-385
Главный конструктор.............В.П.Макеев
Назначение.....модифицированная морская
БР, первого поколения, для стрельбы по наземным целям
Состояние..............проект 1956-1960 годов
Дальность стрельбы
максимальная, км ..........................900-12001
Максимальная скорость, м/с..................2050
Тип боевой части...................термоядерная,
моноблочная отделяемая в полете
Масса боевой части, кг: ............... 1600-1800
Система управления:...............инерциальная
Органы управления.......четыре поворотные
рулевые камеры сгорания
Тип старта воздушный за счет собственных
двигателей после
сброса с самолета-носителя
Число ступеней:.............................................1
Размеры, м:
- длина полная.......................................11,8
- макс, диаметр корпуса..........................1,3
- размах стабилизат.................................1,9
Стартовая масса, т:.................................13,70
Масса пустой ракеты, т........................... 3,77
Двигатель.........пятикамерный ЖРД С2.713
- разработчик....................................ОКБ-2
- Главный конструктор.............А.М.Исаев
- тяга в пустоте, тс.................................25.7
Горючее (тип)...............керосин Т-1 (ТГ-02)
Масса горючего, т.......................................2,2
Окислитель (тип)................АК-20 (АК-27И)
Масса окислителя, т...................................7,1
Пусковое горючее (тип).......................ТГ-02

Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС (изделие “200″)

admin — Thu, 02 Sep 2010 15:52:03 +0000

Аванпроект тяжелого бомбардировщика - самолета-носителя авиа-ционно-ракетного комплекса выполнен в 1969-1970 годах (в некоторых источниках указывается период выполнения работ по проекту - 1967-1972 годы) в соответствии с Постановлением СМ СССР от 28 ноября 1968 года о создании аванпроекта стратегического двухрежимного самолета.
Проект межконтинентального сверхзвукового стратегического бомбардировщика представлен на конкурс в 1972 году совместно с проектами ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ММЗ "Опыт") и ОКБ генерального конструктора В.М.Мясищева (ЭМЗ).
Т-4МС разрабатывался как единый самолет дальней и стратегической авиации. В первоначальном варианте была сделана попытка реализовать самолет Т-4МС в компоновочной схеме самолета Т-4М ("100И"). Окончательный облик самолета сложился к концу 1970 года. По результатам продувок моделей в аэродинамических трубах потребовалось доработать компоновку и до конца 1971 года было рассмотрено еще несколько вариантов с изменением конфигурации фюзеляжа (самое радикальное нововведение - была рассмотрена компоновка с горизонтальным оперением).
Продувки моделей Т-4МС в аэродинамических трубах ЦАГИ показали возможность реализации высоких значений аэродинамического качества как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета при использовании интегральной схемы типа "летающее крыло" с изменяемой в полете стреловидностью поворотных консолей крыла. Малая площадь поворотных консолей в сочетании с жестким несущим корпусом гарантировала возможность полета на больших скоростях у земли. Увеличение
аэродинамического качества на режимах дозвукового крейсерского полета достигалось отклонением механизации крыла на малые углы.
Основные комплексы радиоэлектронного оборудования и часть систем должны были быть отработаны на самолете Т-4.
Проект тяжелого бомбардировщика Т-4МС был признан лучшим на конкурсе 1972 года - проекты всех ОКБ были заслушаны на НТС МАП осенью 1972 года. Однако, в связи с загрузкой ОКБ генерального конструктора П.О.Сухого (ММЗ "Кулон") разработкой перспективного фронтового истребителя было предложено передать всю документацию по самолету в ОКБ генерального конструктора А.Н.Туполева (ОКБ от документации отказалось).
Основу аэродинамической компоновки самолета Т-4МС составляет крыло, состоящее из неподвижной части-центроплана (несущего корпуса), и двух поворотных консолей.
В центроплане размещаются кабина экипажа, приборные отсеки, отсеки вооружения, ниши опор шасси и основные топливные емкости самолета. По аэродинамической конфигурации центроплан представляет собой крыло малого удлинения, с профилями с относительной толщиной 6%, с деформацией срединной поверхности и круткой сечений, обеспечивающими самобалансировку самолета на режиме крейсерской скорости полета (М=3). Деформация и крутка распространяются и на поворотные консоли крыла.
Продольное управление самолетом на всех режимах полета осуществляется рулями высоты, расположенными на задней кромке центроплана между гондолами. Органами поперечного управления служат кренеры, расположенные на верхней поверхности поворотных консолей и с помощью параллелограмного механизма ориентируемые по потоку в процессе изменения угла стреловидности консольных частей крыла.
Для обеспечения путевой устойчивости и управления для самолета
выбрана двухкилевая схема с цельнопо-воротными килями, обеспечивающая более высокую эффективность на больших углах атаки и балансировку самолета при отказе двух двигателей.
Шасси нормальной трехточечной схемы с носовой опорой, для сокращения длины пробега введена система тормозных парашютов. Главные опоры шасси включают трехосные тележки с шестью тормозными колесами, на каждой из которых установлено по две шины, обеспечивающие эксплуатацию самолета и с грунтовых аэродромов.
Двигатели расположены попарно в двух мотогондолах, размещенных под центропланом. Мотогондолы имеют плоские регулируемые воздухозаборники с горизонтальным клином, разделенные перегородкой и работающие на один двигатель каждый.
В состав силовой установки входят системы: топливопитания двигателей, заправки топливом на земле и в воздухе, аварийного слива топлива, наддува топливных баков нейтральным газом, охлаждения двигателей, пожаротушения, защиты воздухозаборников от обледенения и попадания посторонних предметов. Основные топливные емкости самолета располагались в герметичных баках-отсеках центроплана.
На первом этапе силовая установка самолета должна была состоять из четырех двигателей РД36-41, на втором этапе планировалось установить четыре комбинированных двигателя К-101 со взлетной тягой 20000 кг каждый. Двигатели К-101 должны были обладать преимуществами турбореактивного двухконтурного двигателя на дозвуковом крейсерском полете и турбореактивного двигателя на разгоне и сверхзвуковых скоростях.
Экипаж самолета, состоящий из трех человек (первый и второй летчики, штурман-оператор), размещется в скафандрах (на случай разгерметизации кабины) в герметичной кабине, разделенной поперечной перегородкой на два отсека. В переднем отсеке установлены рядом два сиденья летчиков, за перегородкой в заднем отсеке у левого борта - сиденье штурмана-оператора. Конфигурация носовой части центроплана позволяет обеспечить обзор вперед и вбок на крейсерских режимах. Для улучшения обзора вперед-вниз планировалось применить специальные створки, обеспечивающие дополнительный обзор на режимах взлета и посадки.
Система автоматического управления в составе систем дистанционного управления и траекторного управления обеспечивает заданные характеристики устойчивости и управляемости, необходимые ограничения, предотвращающие непреднамеренный вывод самолета на опасные режимы. Система дистанционного управления - электрогидравлическая. В системе управления самолетом применены четырехка-нальные рулевые агрегаты и многоцилиндровые рулевые приводы.
Гидравлическая система самолета включает в себя три независимые гидравлические системы - две бустер-ные и одну общую, которая, также как и бустерные, состоит из трех независимых подсистем.
Система электроснабжения самолета переменным током стабилизированной частоты идентична системе самолета Т-4.
Аварийное спасение экипажа производится катапультными креслами, обеспечивающими безопасное покидание самолета на всех высотах и скоростях полета, включая режимы взлета и посадки.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета состоит из следующих систем: навигационного, пилотажного, оборонно-прицельного комплекса, систем разведения, систем управления ракетами, радиосвязного оборудования, систем обороны самолета, вычислительного комплекса.
Для размещения различных видов вооружения - управляемых ракет класса "воздух-поверхность", авиабомб, мин-но-торпедного вооружения, разовых бомбовых кассет, контейнеров с аппаратурой разведки и обороны, на самолете организованы два внутренних отсека вооружения, снабженных теплоизоляцией и системой кондиционирования, обеспечивающих транспортировку и сброс вооружения на любых режимах полета самолета. Бомбы общей массой до 36000 кг размещались во внутренних отсеках, ракетное вооружение - между блоками двигателей на нижней поверхности несущего фюзеляжа и частично в бомбоотсеке.
Разработчик..........................ММЗ "Кулон"
Генеральный конструктор......П.О.Сухой
Главный конструктор.........Н.С.Черняков
Производство......................построен макет
Состояние...........проект 1969-1970 годов
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м:
- длина...................................................41,2
- размах крыла........................40,825 / 25,0
- высота (иа стоянке).............................8,0
Угол стреловиди. крыла, гр.........25-30-73,1
Площадь крыла, кв.м..................482,3-506,8
Массы, кг:
- взлетная......................................... 170000
- пустого самолета............................62300
- боевой нагрузки норм......................9000
- боевой нагрузки макс...... 36000 (45000)
Запас топлива, кг..................................97000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей................................К-101
Тяга двигателей, кг.......................4 х 20000
Скорость, км/ч:
- максимальная........................ 3200(3500)
- максимальная у земли..................... 1100
- крейсерская на высоте 18000 м...... 3000
- крейсерская на средних высотах...... 900
- крейсерская у земли.......................... 850
Дальность полета, км:
- при полете у земли........................... 1200
- при скорости 3000 км/ч................... 7500
- при сверхзвуковой скор......9000-10000
- при дозвуковой скорости.............. 16000
Практический потолок, м...................24000
Длина разбега, м .................................... 1100
Длина пробега, м......................................950
Вооружение:
- ракетное.................................в вариантах
4 х Х-45
система наведения.....................АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............до 1500
скорость полета, км/ч.............7000-9000
стартовая масса, кг......................до 4500
боевая часть.......кумулятивно-фугасная
24 х Х-2000
система наведения............................ИНС
дальность стрельбы, км...... 150 (до 300)
скорость полета................М>1 (около 2)
стартовая масса, кг................около 1000
боевая часть.................................ядерная

Проект тяжелого стратегического бомбардировщика М-18

admin — Sun, 29 Aug 2010 15:53:37 +0000

Разработка самолета-носителя стратегического назначения - работы по "Теме 18" - и ОКБ ЭМЗ были начаты по Приказу МАП №285 от 15 сентября 1969 года с использованием задела по "Теме 20" (проект самолета М-20).
Тяжелый бомбардировщик М-18 разрабатывался в развитие проекта сверхзвукового бомбардировщика
М-20 вариант IV.
Для организации работ на ЭМЗ с привлечением отраслевых НИИ и смежных организаций были выпущены Приказы МАП №134 от 17 сентября и №321 от 9 октября 1970 года.
Перспективный самолет должен был обладать большой дальностью полета на дозвуковой скорости с возможностями кратковременного полета на сверхзвуковом режиме на высоте около 20000 м или совершения полета на малых (300-500 м) высотах на дозвуковой скорости для прорыва зоны ПВО противника протяженностью до 2000 км. Результаты проектных работ по сверхзвуковому многорежимному самолету М-18 с крылом изменяемой стреловидности, выполнявшиеся на конкурсной основе по требованиям ВВС к тяжелому стратегическому бомбардировщику, были признаны лучшими среди аналогичных работ ОКБ ММЗ "Кулон" генерального конструктора П.О.Сухого и ОКБ ММЗ "Скорость" генерального конструктора А.С.Яковлева. Однако было принято решение: для дальнейших работ по сверхзвуковому бомбардировщику передать материалы проекта М-18 в ОКБ ММЗ "Опыт" генерального конструктора А.Н.Туполева. На это решение повлияли такие факторы как малочисленность воссозданного во второй половине 1960-х годов ОКБ В.М.Мясищева (бывшее ОКБ-23) и его загрузка проектированием многоразового космического корабля "Буран".
Разработчик.................................ОКБ ЭМЗ
Генеральный конструктор В.М.Мясищев
Состояние........................проект 1974 года
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м: - длина...........................................около 44
- размах крыла..............................около 42
- высота (на стоянке)...................около 10
Масса, кг:
- взлетная..............................около 150000
- боевой нагрузки...................около 15000
Тип двигателей.......................................ТРД

Проект межконтинентального стратегического авиационно-ракетного комплекса с МБР типа Р-29 МАРК 2-3

admin — Mon, 16 Aug 2010 16:01:44 +0000

В 1970-е годы КБМ под руководством В.П.Макеева совместно с ОКБ-156 и ОКБ-473 генеральных конструкторов А.Н.Туполева и О.К.Антонова предлагало использовать межконтинентальные морские ракеты и их модификации для создания авиаци-онноракетного комплекса на базе тяжелых самолетов большой грузоподъемности.
Использование таких ракет с самолетов при обеспечении воздушного старта давало возможность увеличения дальности полета и полезной нагрузки, при этом обеспечивалась высокая скрытность и малая уязвимость ракетного оружия при применении противником традиционных средств1.
В 1980-е годы предприятиями оборонной промышленности СССР выполнялась НИР "МАРК" в обеспечение создания ракетного комплекса воздушного базирования2.
Головной организацией по комплексу было КБМ, Генеральный конструктор И.И.Величко2.
В результате длительных исследовательских и проектных работ КБМ в 1990-е годы под руководством И.И.Величко вплотную приблизилось к практическому осуществлению самолетного старта МБР' и к реализации самолетного старта на основе исполь-зования серийных ракет и серийных самолетов-носителей из транспортной авиации. По проекту жидкостную ракету предлагалось установить на специальной тележке в грузовом отсеке самолета. На заданной высоте в расчетной точке старта ракета вытягивалась из самолета парашютной системой, стабилизировалась в вертикальной плоскости, после чего производился запуск основного двигателя и выход ракеты на траекторию1.
По информации, приведенной в публикации М.Первова "Отечественное ракетное оружие 1946-2000 гг.", авиационный ракетный комплекс МАРК создавался на базе морской МБР Р-29РМ.
В качестве основного самолета-носителя перспективной ракеты рассматривался тяжелый транспортный самолет Ан-124, на котором, по расчетам конструкторов, могло размещаться до двух ракет.
КБТМ проектировало наземное оборудование комплекса, эскизный проект был выполнен в 1988 году'. Тема МАРК была закрыта на этапе проекта. Финансовые трудности не позволили довести дело до конца.
Работы, проведенные по НИР "МАРК", стали основой при разработке проектов авиационных ракетно-космических комплексов "Аэрокосмос" с ракетами "Штиль-2А" и "Штиль-ЗА".

Проект авиационного стратегического ракетного комплекса “Кречет”

admin — Tue, 27 Jul 2010 16:02:18 +0000

В 1980-е годы предприятия оборонной промышленности СССР проводили НИР "Кречет" с целью создания ракетного комплекса воздушного базирования1. Головной организацией по НИР было КБ "Южное", генеральный конструктор В.Ф.Уткин'.
Принципиально новый АРК разрабатывался в 1983-1984 годах для повышения живучести и эффективности баллистических ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара и с целью использования энергетических возможностей самолета-носителя2.
Ракета "Кречет-Р" комплекса имела маршевые твердотопливные двигатели. В качестве носителя ракет предполагалось использовать тяжелый бомбардировщик Ту-160К грузоподъемностью 50 т для транспортировки и запуска двух ракет со стартовой массой по 24,4 т. КБТМ проектировало для него наземное оборудование. В декабре 1984 года был разработан эскизный проект АРК3 и технической позиции для ракеты авиационного базирования "Кречет-Р".
Система управления ракеты -автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников информации: на навигационном участке полета носителя от астрокорректора уточнялось угловое положение командных приборов, а скорость и координаты ракеты-от спутниковой навигационной системы3. Ракеты предполагалось оснащать РГЧ с индивидуальным наведением шести боевых блоков и моноблочной

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 бомбардировщика “125″

admin — Wed, 30 Sep 2009 15:48:57 +0000

Ту-125-"125"-проект дальнегоодно-режимного сверхзвукового бомбардировщика, созданный по аэродинамической схеме "утка". Работы по бомбардировщику, предназначенному в перспективе для замены дальнего бомбардировщика Ту-22, велись отделом С.М.Егера с 1958 года.
В первых проработках для бомбардировщика, способного совершать длительный полет на сверхзвуковом режиме, была принята взлетная масса порядка 100-125 т, что определило требования к типу и составу силовой установки.
В 1958 году проект самолета-носителя "125" прорабатывался с двумя двигателями типа НК-6 или НК-10 (взлетная тяга силовой установки около 24000 кг), установленными в хвостовой части фюзеляжа в изолированных мотогондолах. Самолет схемы "утка" с треугольным несущим крылом должен был иметь скорость полета - до 2700 км/ч, практический потолок - 2500 м, дальность полета - 7000 км.
Работа над бомбардировщиком, предназначенным для замены самолетов "105А2" и "106", по мере развития перешла в работу над более тяжелым
ударным самолетом (с заданными летными характеристиками)
Проект разрабатывался в нескольких вариантах (просмотрено несколько десятков компоновочных схем) с варьированием числа и типа двигателей как альтернативный проекту "135", представленному на конкурс проектов (аванпроектов) сверхзвукового бомбардировщика.
Проектные варианты самолета "125" с двумя двигателями НК-6 или НК-10, а также с четырьмя двигателями Р-15Б-300 и некоторыми другими, рассматривавшиеся в 1960-х годах, имели компоновочные схемы, близкие к используемым в работах по проекту "135".
Расчетные характеристики варианта самолета "125" с двигателями РД36-41 (разработки ОКБ-36 главного конструктора П.А.Колесова): максимальная скорость - М=3, дальность полета -до 6000 км, взлетная масса - 130000 кг. Проект, разработанный к весне 1962 года, принят не был. Предпочтение на конкурсе получил проект Т-4 ОКБ-51 главного конструктора П.О.Сухого.
Проектные работы по самолету "125" велись до середины 1960-х годов -практически до начала работ в СССР над многорежимными ударными самолетами.
Бомбардировщик " 125 " в конце 1950-х годов рассматривался в качестве возможного самолета-носителя беспилотного самолета-снаряда Ту-140 ("140"), который проектировался в ОКБ-156 в различных вариантах.
Разработчик...................................ОКБ-156
Генеральный конструктор .. А.Н.Туполев
Состоиние..........................................проект,
начало 1960-х годов Двухдвигательный вариант 1960-х годов:
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м:
- длина................................................... 38,4
- размах крыла...................................... 24,7
- высота................................................. 10,1
Площадь крыла, кв. м...........................226,0
Масса, кг:
- взлетная...........................125000- 130000
- боевой нагрузки.....................около 5000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей...............................НК-6Б
Разработчик.....................................ОКБ-276
Генеральный конструктор .... Н.Д.Кузнецов Тяга двигателей, кг:
- макс, на форсаже.....................2 х 24800
- номинальная.......................... 2 х (12000)
Скорость, км/ч:
- максимальная.............2500 - 2650 (М=3)
- крейсерская.............................. 2200-2500
- посадочная ...............................около 300
Дальность полета, км:
- на сверхзвуковом режиме.......4500-6000
- на дозвуковом режиме.............7000-9000
Практический потолок, м......... 18500-20500
Четырехдвнгательный вариант 1960-х годов:
Экипаж, чел...................................................3
Габаритные размеры, м:
- длина................................................... 41,4
- размах крыла...................................... 22,2
- высота.................................................9,55
Площадь крыла, кв. м...........................226,0
Масса, кг:
- взлетная......................................... 110000
- боевой нагрузки.....................около 5000
Тип двигателей........................................ТРД
Марка двигателей.......................... Р15Б-300
Разработчик.....................................ОКБ-300
Генеральный конструктор........С.КТуманский
Тяга двигателей, кг:
- макс, на форсаже......................4 х 11200
- номинальная................................4x7500
Скорость, км/ч:
- крейсерская....................................... 3500
- посадочная ...............................около 300
Дальность полета, км:
- иа сверхзвуковом режиме.................4800
- на дозвуковом режиме...........................(-)
Практический потолок, м.....................25000
Вооружение:
- ракетное................................в вариантах:
1 х Х-22
система наведения.....................АРЛГСН
дальность стрельбы, км................до 600
скорость полета..........М=3,5 (до М=4,6)
стартовая масса, кг......................до 6000
боевая часть .......кумулятивно-фугасная
- 1 х Х-45
система наведения.....................АРЛГСН
дальность стрельбы, км..............до 1500
скорость полета, км/ч.............7000-9000
стартовая масса, кг......................до 4500
боевая часть кумулятивно-фугасная

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.