ОСОБЕННОСТИ САМОЛЕТНОГО СТАРТА КОНВЕРСИОННОЙ КОСМИЧЕСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

© В.А.Афанасьев, Г.Л.Дегтярев, А.С.Мещанов, Т.К.Сиразетдинов
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "Проблемы ракетной и космической техники"
2004 г.

Один из способов рационального использования баллистических ракет подводных лодок (БРПЛ), исчерпавших ресурс боевого дежурства, заключается в выведении с их помощью полезных нагрузок на околоземные орбиты. Стремление увеличить массу выводимой полезной нагрузки подсказало применить для её предварительного разгона большегрузный самолёт типа ТУ-160. Представляя собой первую многоразовую ступень воздушно-космической транспортной системы, самолет обеспечивает ненулевые начальные параметры движения при старте ракеты: высоту 10-15 км, скорость 400-500 м/с, угол наклона 20-30°. Поскольку боевая БРПЛ отличается исключительно высокой надёжностью срабатывания двигательных установок (ДУ) на каждой ступени, то переоборудование её в конверсионную ракету-носитель (РН) предполагает модификацию только программного или алгоритмического обеспечения бортовой системы управления, никак не связанную с изменениями или дополнениями материальной части, которые могли бы снизить её надёжность.

При подвесе РН к фюзеляжу самолета-разгонщика головным обтекателем по направлению полета силы инерции от воздействия аэродинамического сопротивления в течение весьма продолжительного неуправляемого движения, специально вводимого для безопасного удаления самолёта от РН к моменту запуска ДУ, вызывают отток компонентов ракетного топлива от заборников, расположенных на днищах соответствующих баков. Поэтому одним из естественных способов решения проблемы надёжного запуска ДУ является подвес РН к самолёту «задом наперёд» (обратная подвеска). Так как БРПЛ обладает большой степенью статической неустойчивости, для разворота РН в направлении нормального выведения на орбиту необходимо обеспечить превышение управляющего момента над аэродинамическим опрокидывающим, а для этого скорость разгона необходимо ограничивать в зависимости от высоты. С другой стороны, при нормальной схеме подвеса в силу той же статической неустойчивости РН после отделения от самолёта в течение неуправляемого движения подвергается мощному опрокидывающему аэродинамическому моменту. В результате РН может совершить почти два полных оборота вокруг поперечной оси, в течение которых всегда можно выбрать момент, гарантирующий надёжный запуск ДУ. Описанные результаты получены на основе численного моделирования различных условий самолётного старта с помощью специально разработанной математической модели.

Работа поддержана в виде гранта Министерства образования Российской Федерации (грант № Т02-14.0-240).