Самолет-носитель для воздушного старта - уже заготовка для первой ступени воздушно-космического комплекса. Он способен поднять ракетный блок с обычной ВПП, вернуться на аэродром базирования на тяге собственных двигателей, совершить посадку на ВПП, при необходимости - совершить повторный заход на посадку или уйти на запасной аэродром
Воздушный старт дает несколько преимуществ:
Энергетика самолета-носителя в виде достигнутой высоты и скорости добавляется к энергетике ракеты-носителя;
Ракетная ступень начинает работу в более разреженной атмосфере, испытывает меньшее аэродинамическое сопротивление , ракетный двигатель работает с меньшими потерями на противодавление;
Самолет-носитель может доставить ракетную ступень в точку старта над океаном или малонаселенными территориями, азимут пуска меньше привязан к доступным полям отчуждения.
Лучшие реализованные примеры воздушного старта - сверхлегкая РН Pegasus/Pegasus-XL (~ 20т стартового веса, 250 кг на ССО высотой в 500 км).
Сложность в том, что классические дозвуковые носители (L-1011 Tristar, B-747 ) обладают ограниченной энергетикой (максимальная скорость ~ 250 м/с , высота - 10 км ). Стоит учесть, что после отделения носитель должен уйти на безопасное расстояние от сброшенной ракетной ступени, и за это время ракетная ступень продолжает терять скорость из-за аэродинамического сопротивления и гравитации.
Для улучшения ситуации нужно по меньшей мере два шага.
Во-первых(слава роботам!), использовать кастомизированный беспилотный носитель (с негерметичным корпусом, без системы жизнеобеспечения, кабины пилотов).
Попутно можно уменьшить запас топлива (и всей ступени), до величины, необходимой для взлета, набора высоты и разгона до параметров сброса ракетного блока и последующего возврата на аэродром базирования (+ аэронавигационный запас). По такому пути уже пошел стартап Aevum, создав дрон RAVN-X.
Дрон со взлетной массой в 25 тонн является первой ступенью воздушно-космической системы и обеспечивает старт ракетного блока с высоты 20 км на скорости 260 м/с. Выводимая на ССО составляет ~ 100 кг.
Но из аэродинамической ступени с воздушно-реактивными двигателями можно выжать еще больше, если перейти на ТРДД/ТРД с форсажной камерой. Лучший пример - проект RASCAL(Responsive Access Small Cargo Affordable Launch) Идея проекта - облегчить снимаемый с вооружения истребитель (F-4 Phantom или F-15), сняв с самолета системы управления вооружением и внешние узлы подвески, а затем - установить систему предохлаждения на входе в воздухозаборник.
Система MIPCC (mass injection pre compressor cooling) подает в поток воздуха хладоагент (воду, водно-гликолевый или водно-спиртовой раствор, жидкий кислород), за счет чего достигается сразу ряд эффектов:
Понижается температура торможения потока, поскольку тепло от торможения потока в воздухозаборнике тратится на нагрев и испарение (а за счет этого повышается максимально допустимая скорость)
Увеличивается расход массы через газовоздушный тракт, соответственно - растет тяга
Спирты и гликоли обеспечивают дополнительную тягу, подогревая поток в камере сгорания
Предварительные расчеты центра Амеса NASA показали, что таким образом можно сместить точку сброса с M = 2 и H = 12 км к M = 2,55(+ 150 м/с) и H = 18 км
При этом полезная нагрузка массой ~ 75-80 кг выводится на орбиту 100 * 500 км(не совсем понятно, почему в статье выбрана орбита с таким низким апогеем).
Если мы сравним модернизированный "Фантом" с RAVN-X, то заметим, что скорость отделения ракетного блока увеличилась с M = 0,92 до M=2,55. Стартовая масса уменьшилась до 18 тонн. Относительная масса выводимого КА увеличилась с 0,41% до 0,44%
Направление роста вполне понятно - увеличивать высоту и скорость отделения до значений, близких к скоростям и высотам завершения работы первых ступеней традиционных носителей.
Увеличивая скорость отделения ракетного блока, мы не просто увеличиваем энергетику носителя - мы замещаем часть окислителя, который должен быть загружен на ракетный блок, кислородом воздуха
При этом придется отказаться от привычных турбореактивных двигателей, их работоспособность определяется температурой торможения на лопатках. Даже применение жаропрочной керамики, "потеющего" охлаждения и выдува воздуха от компрессора не может поднять верхнюю скоростную границу ТРДф выше M ~ 3,5 - 3,75 .
Вариантом экстремального ТРД является опытный двигатель HiSted перспективной крылатой ракеты RATTLRS, использующий технологию Lamilloy - изготовление теплонагруженных элементов конструкции из полосок жаропрочной стали, разделенных микрорельефом, создающим полости, через которые можно подавать воздух или топливо для поглощения тепла и создания защитного газового слоя
Альтернативой созданию "экстремальных" ТРД может быть переход к двигателям комбинированного цикла - ракетно-турбинным, ракетно-прямоточным и двигателям с циклом сжижения воздуха. В этих двигателях или нет турбины (ПВРД и связанные с ним двигатели), или же параметры на турбине не зависят от параметров потока (РТД, двигатели с циклом сжижения, двигатели с паротурбинной установкой)
О том, как может выглядеть "авиационная" многоразовая ступень, в каком цикле может работать двигатель этой ступени и какие характеристики обеспечивать - в следующем посте.
Rsa97
IMHO, пока что единственное достоинство воздушного старта — возможность оперативно менять точку запуска, и, соответственно, наклонение орбиты.
Даже небольшой новозеландский Электрон со стартовой массой 12.5 тонны выводит 250 кг на НОО, а тут всего сотня кг на гораздо более сложном носителе.
Вот когда научатся разгонять дрон-носитель до нормальных 2 км/с, чтобы он мог полностью заменить первую ступень, вот тогда и посмотрим.
nzamb1
Тут преимущество в многоразовости. Заправил самолет и запускай новую ракету. Хоть 10 штук за день.
Rsa97
Так всё равно нужно 10 ракет, а параметры ракеты, которую сей агрегат запускает, мало отличаются от параметров обычных ракет лёгкого класса, стартующих прямо с земли.
Для настоящей многоразовости нужен полный аналог первой ступени, то есть разделение должно происходить на высоте 70-80 км и скорости 2-2.5 км/с.
nzamb1
Нужно 10 ракет второй ступени. Скорость отделения можно увеличить до 2.55М с системой MIPCC.
Rsa97
Всё равно надо чем-то доразогнать ракету с 0.85 до 2 км/с и поднять с 20 до 70 км прежде, чем запускать последнюю ступень.
Так что вместо двухступенчатого электрона вы получите трёхступенчатую систему, где вторая ступень практически аналогична первой ступени электрона.
nzamb1
Первую ступеть(самолет) будут разгонять до 2.5М с модифицированным двигателем.
Rsa97
2.55М (маха) это две с половиной скорости звука, всего лишь 0.85 км/с.
the_stucky Автор
Тут все неоднозначно, т.к НАСА рассматривало разные варианты системы предохлаждения. В одном из вариантов удалось достичь точки M = 4, H = 24 км. Проблема в том, что в доступных материалах не указано, какой именно хладоагент используется и с каким расходом.
MIPCC в любом случае роняет удельный импульс. Вопрос в том, какие модификации еще нужны, чтобы достичь хотя бы M=5 и не породить монстра a-la «Скайлон»
Rsa97
Для полного отказа от промежуточной ступени надо, хотя бы, 6М. Это уже гиперзвук со своими проблемами.
the_stucky Автор
Тут есть свои решения, отработанные еще в 60-ые годы прошлого века (X-7, X-15). Поскольку цель — разгон со сбросом нагрузки и маневром торможения/ смены курса, то время движения со скоростями M ~ 5-6 ограничено минутами, и это делает допустимым конструкции из жаропрочных сталей, в которых избыток тепла компенсируется дополнительными толщинами обшивки в местах нагрева (кстати, первая ступень BFR тоже из «голой» жаропрочки)
Lexxnech
Это не решения данной проблемы. X-15 это ракетный самолет, то есть никакой «заменой предыдущей ступени» он быть не может, он и есть ракетная ступень. У X-7 двигатель действительно воздушно-реактивный и почти гиперзвуковой, но с ним проблема другая, он на низких скоростях не работал и сперва разгонялся до рабочей скорости твердотопливным ускорителем, то есть с точки зрения «ступени ракеты» он был бы бесполезен. Причем эта проблема так и не решена, современные гиперзвуковые двигатели все так же разгоняются до рабочей скорости ракетными двигателями.
the_stucky Автор
Решения с точки зрения материалов и теплозащиты в виде «горячей» конструкции из жаропрочки (X-7) и инконеля (X-15), системы компенсации тепловых расширений и теплоизоляции (минеральный фетр Q-felt, к примеру).
+ На X-15 применялось наносимое абляционное покрытие/краска для миссий с M = 6,5 — 6,8.
Что касается двигателей — пока здесь темный лес. Решение должно лежать где-то среди двигателей комбинированного цикла (RBCC/TBCC), в 50-60-ые годы проводились разработки турбопрямоточных двигателей(XF-103, к примеру), но с появлением управляемого ракетного вооружения эти разработки свернулись (т.к по экономичности «комбинации» проигрывали классическим ТРД)
the_stucky Автор
Электрон — не самая простая ракета, чего стоит хотя бы корпус из дорогого и трудоемкого углепластика. Насчет скорости — реально (ценой перехода от классического ТРД к двигателям комбинированного цикла), насчет высоты — нет (потому что выше ~ 40 км атмосфера слишком разреженная для ВРД)
Scinolim
Так многоразовые ракеты оказались более ресурсоэффективным и работоспособным вариантом. И у них есть главное преимущество — expandable mode, когда можно вывести больше, дальше и тяжелее просто отказавшись от спасения ступени.
the_stucky Автор
Для классических ракет есть проблема спасения/транспортировки ступени с места посадки на место обслуживания. Вплоть до затратных и сложных операций подхвата в воздухе или посадки на позиционируемую платформу(привет, Фалькон). И наличие развитой аэродинамики решает как задачу посадки (с повторным заходом), так и перебазирование с аэродрома возврата на основной аэродром.
Единственный вопрос — перегоночная дальность с движком комбинированного цикла, импульс которого хуже классического ТРД
Scinolim
Вот, даже для ракет эта процедура дорогая. А представьте во сколько обойдётся добавление к ракете самолёта. Это намного дороже баржи в океане. Усложняется конструкция ракеты, которой надо выдерживать горизонтальный полёт, самолёт-носитель тоже дорогущий получается. Ему ведь надо 3+ маха сделать на 20+км чтобы был вообще смысл эту штуку разгонять, учитывая дельту первой ступени около 2000м/с, если сэкономить 300м/с это ничего не даст практически.
Matshishkapeu
У меня большие подозрения, что эти штуки не для вывода теплых ламповых спутников лёгкого класса, сделанных кружком студентов. Их полезная нагрузка и сценарий использования очень хорошо укладывается в параметры ракет для сбития чужих спутников.
Rsa97
Возможность оперативно запустить ракету из нужной точки, то есть с нужным наклонением, для военных очень ценная. Но достаточный ли запас топлива у этого дрона, чтобы пролететь хотя бы 1000 км от аэродрома до места старта ракеты (9° по меридиану) и вернуться обратно после разделения.
the_stucky Автор
Маленькие спутники ДЗЗ нужны всем, и студентам, и зеленым (серым/бурым/цвета хаки) человечкам. Группировки большие, срок жизни мелочи вроде Dove — порядка года, обновлять нужно часто
striver
Смысл такого носителя для военных — готовность пуска в течение 6 часов. Но, это будет дорого, ибо нужно держать в постоянной готовности.