Состав комплекса "Воздушный старт"
Дипломная работа - Транспорт, логистика
Другие дипломы по предмету Транспорт, логистика
яжелый военно-транспортный самолетПервый полет21 декабря 1982 г.Принят на вооружениеянварь 1987Экипаж, чел7 (6)Максимальное число мест, чел88Геометрические характеристикиДлина самолета, м69,1Размах крыла, м73,3Площадь крыла, м2628,5Стреловидность крыла по передней кромке35-32Высота, м21,08Габариты грузовой кабины, м4.4 x 6.4 x 36.5Длина грузовой кабины с рампами, м43,7Объем салона, м31027,8Масса взлетная максимальная, кг392000 (405)Масса пустого снаряженного, кг172000Максимальная коммерческая нагрузка, кг120000 (150000)Запас топлива, л230000Топливная эффективность, г/т км145Силовая установкаЧисло двигателей6Тип двигателяТРДД Д-18ТМощность двигателя, кгс (кН)6х 23400 (229,75)Летные данныеСкорость полета, км/чкрейсерская750-850максимальная865Крейсерская высота полета, м9100-11100Потолок, м12100Дальность полета, кммаксимальная15700с грузом 40 т12000с грузом 120 т4800Длина разбега при взлетной массе, мнормальной2520максимальной3000Длина пробега при максимальной посадочной массе, м900Потребная длина ВПП, м.3000
2.2 Ракета - носитель Полет
Двухступенчатая РН Полет размещается внутри самолета - носителя Ан-124-100ВС и доставляется в любую точку над океаном, либо, сушей, где происходит ее десантирования с помощью нескольких видов систем, а затем свободное падение до запуска двигателя первой ступени. Системы, с помощью которых возможно десантирование ракеты-носителя будут рассмотрены ниже.
Ракета-носитель на специальных опорах транспортируются в грузовой кабине самолета на всех этапах ее эксплуатации. При достижении зоны запуска, в заданный момент ракета-носитель, десантируется из самолета-носителя. Отстав от самолета-носителя на безопасное расстояние, запускается маршевый двигатель первой ступени РН.
Вторая ступень РН допускается многократное включение двигателя в условиях космического полета для доставки полезного груза на его рабочую орбиту.
Основные элементы РН Полет:
- головной обтекатель;
- зона полезного груза;
- бак окислителя второй ступени;
- бак горючего второй ступени;
- двигатель второй ступени;
- бак горючего первой ступени;
- бак окислителя первой ступени;
- двигательная установка первой ступени.
Характеристики ракеты - носителя Полет
Масса ракеты-носителя (стартовая), т100Масса первой ступени, т В том числе - рабочего запаса топлива84 76,5Масса второй ступени, т В том числе рабочего запаса топлива головного обтекателя12 10 1Маршевые двигатели: 1 ступени (тип: количество) 2 ступени (тип: количество) НК-43М: 1 11Д58МФД: 1Габариты ракеты-носителя, м - Длина - Диаметр 20 2,8Габариты зоны полезного груза, м длина диаметр 7,0 2,9Максимальная перегрузка при выведении на орбиту4,5Максимальный скоростной напор, кгс/м21200Надежность при выведении0,99Характеристики двигателей ракеты-носителя Полет
- Двигатель первой ступени НК-43М.
- является модификацией ракетного двигателя НК-43. В таблице
представлены его характеристики.
Тяга, тс196Удельный импульс тяги, с346Подтвержденная надежность0,9985
Двигатель второй ступени 11Д58МФД.
Характеристики двигателя:
Тяга, тс8Удельный импульс тяги, с370Подтвержденная надежность0,998
2.3 Возможности АРК КН Воздушный старт
Технические показатели
Входящая в состав комплекса Воздушный старт ракета Полет способна вывести на опорную полярную орбиту высотой 200 км полезный груз массой 3,0 т. Таким образом грузоподъемность ракеты составляет около 3,0 т, что в полтора раза больше, чем у традиционных носителей легкого класса Циклон - М, Днепр, стартующих с земли.
Благодаря существенному уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь на участке выведения, грузоподъемность ракеты - носителя при воздушном старте повышается на 14 - 15% по сравнению с наземным пуском. Ракете, стартующей на высоте 10 - 11км над поверхностью земли не приходится преодолевать почти три четверти земной атмосферы и максимальный скоростной напор снижается в 2,5 - 3,0 раза. Благодаря двум факторам:
- благодаря поднятию ракеты - носителя на высоту;
- выбора оптимального угла тангажа, удаётся сократить гравитационные потери. При воздушном старте нет необходимости устанавливать РН в вертикальное положение, при котором возникают максимальные гравитационные потери характеристической скорости.
Выведение полезных грузов на геостационарную орбиту(ГСО).
Тяжелый самолет Ан - 124 - 100 Руслан способен доставить РН Полет с КА в любую точку Земли, в том числе и на экватор. Пуск ракеты из приэкваториальной зоны позволяет выводить спутники на ГСО и экономить от 900 до 1200 м/с характеристической скорости на перевод КА с низкой орбиты на геостационарную по сравнению со стартами РН с российских космодромов Свободный и Плесецк, рассположенных на более высоких высотах.
Высокая скорость вращения Земли в районе экватора дает дополнительный выигрыш в массе полезного груза. Высотный старт ракеты позволяет выводить на низкие экваториальные орбиты около 3,9 т полезных грузов, если в качестве горючего применять РГ - 1, при замене киросина на синтетическое углеводородное горючее бокин масса полезного груза увеличивается до 4,2 т.
Для запуска космических аппаратов на ГСО потребуется провести некоторую доработку РН Полет, в том числе: