От воздушного старта — к многоразовой первой ступени. Часть 1. Текущее состояние

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:

1. Энергетика самолета-носителя в виде достигнутой высоты и скорости добавляется к энергетике ракеты-носителя;

2. Ракетная ступень начинает работу в более разреженной атмосфере, испытывает меньшее аэродинамическое сопротивление , ракетный двигатель работает с меньшими потерями на противодавление;

3. 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:

1. Понижается температура торможения потока, поскольку тепло от торможения потока в воздухозаборнике тратится на нагрев и испарение (а за счет этого повышается максимально допустимая скорость)

2. Увеличивается расход массы через газовоздушный тракт, соответственно — растет тяга

3. 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