Низкобюджетная система доставки спутников на орбиту

Муниципальное автономное общеобразовательное учреждение

средняя школа № 8

«Низкобюджетная система доставки спутников на орбиту»

Коптелова Татьяна Анатольевна,

МАОУ СОШ № 48 с.п. Новосмолинский

с.п. Новосмолинский, 2023 год

Содержание

Введение

Воздушный старт тяжёлых ракет имеет почти полувековую историю. Запуск космической ракеты с летящего самолёта – отнюдь не новая идея, и вдохновлена она была работами, выполненными ещё в годы холодной войны, направленными на повышение живучести МБР и космических ракет-носителей. План был таков: создать тяжёлые транспортные самолёты с ракетным комплексом. В угрожающий период ракетоносцы поднимутся в воздух и начнут барражировать над собственной территорией либо над пустынными районами планеты; в случае ракетно-ядерного нападения они могут осуществить встречный удар. Ракеты стартуют из произвольной точки по непредсказуемой траектории [9].

В 1958 г. в США стал разрабатываться проект гигантского самолёта Camel с ядерной энергетической установкой, способного выполнять залповый пуск МБР. Позже был произведён успешный сброс МБР Minutman с транспортного самолёта C-5A Galaxy с включением двигателя, который доказал принципиальную возможность «аэромобильного» базирования МБР. В СССР также велись разработки подобных систем. Например, проводились научно-исследовательские работы по созданию межконтинентального авиационно-ракетного комплекса АН 22Р (на базе тяжёлого транспортного самолёта АН-22) с морскими баллистическими ракетами РСМ-25 [8].

Проектирование системы воздушного запуска специализированной РН лёгкого класса с самолёта-носителя АН-124 началась во второй половине 1990-х гг подразделением корпорации «Компомаш» на базе компонентов топлива «жидкий кислород – сжиженный природный газ». Затем проект был пересмотрен в более традиционном направлении: газ заменили керосином, а проектанты выделились в специализированную фирму – АКК «Воздушный старт», образованную в 1999 г. Целью компании является создание коммерческой системы выведения КА на низкие орбиты с использованием СН АН-124

Цель и задачи проекта

Цель: выявить возможность создания системы выведения космического аппарата на низкие орбиты с использованием самолета-носителя АН-124.

Задачи:

• Изучение возможности выведения на околоземные орбиты спутников для исследования Земли, околоземного и околосолнечного пространства и астрофизических исследований;

• Создание макета (уменьшенной копии) самолета АН-124 и ракеты для выведения спутника на околоземную орбиту.

Актуальность работы обусловлена тем, что появилась необходимость вывода на околоземную орбиту спутника с любой точки Земли, при наименьших затратах и высокой степени экологичности. Поэтому необходимым является создание на базе тяжелого самолета Ан-124 «Руслан» авиационно-ракетного комплекса «Воздушный старт» с двухступенчатой ракетой-носителем, использующей экологически чистые компоненты топлива «жидкий кислород – керосин». Самолет «Руслан» доставляет двухступенчатую ракету со спутником на высоту 11 километров и сбрасывает (см. Приложение I) Когда с помощью парашюта ракета принимает вертикальное положение, производится запуск первой ступени. При этом расчетная стоимость выведения 1 килограмма полезного груза составит около 5000-6000 долларов - против 30000 долларов у аналогичного американского пускового комплекса Pegasus-XL и 40000 долларов у космического корабля многоразового использования.

Гипотеза:

Можно предположить, что применение авиационно-ракетного комплекса «Воздушный старт» позволит расширить точку выведения ракеты на околоземную орбиту, сэкономить средства, повысить безопасность.

Вывод полезного груза на орбиту

Сравним энергетические затраты вывода на орбиту РН наземного старта и РН стартующей с самолета.

При наземном старте ракеты для достижения данной высоты необходимо затратить энергию Е, равную работе её вывода. На тело, находящееся в центральном гравитационном поле, согласно закону всемирного тяготения, действует сила F

(1)

где

γ – гравитационная постоянная, равная 6,67 10^-11 м³/кг сек²;

m - масса объекта;

М - масса тела, в поле тяготения которого находится данный объект;

R - расстояние между их центрами масс.

При удалении тела m от тела М на высоту ∆R=h необходимо совершить работу, равную А. Сила тяготения F, действующая в этом случае на m, будет непостоянной и станет функциейF(R), меняющейся в зависимости от расстояния (см. приложение III).

РаботаА численно равна площади криволинейной трапеции. Из этого следует, что

(2)

по формуле Ньютона-Лейбница:

(3)

РаботаА равна кинетической энергии E_к, которую необходимо сообщить телу m, чтобы оно переместилось на расстояние∆R от центра массы тела М.

Отсюда скорость равна

(4)

Вычислим по этой формуле скорость, которую необходимо придать телу у поверхности Земли, чтобы оно поднялось на высотуh=10км. (Масса Земли M=5,97 10²⁴ кг, радиус R=6370 км)

Это характеристическая скорость, которую РН экономит за счёт высоты старта с СН.

Из-за значительного уменьшения времени выхода на орбиту гравитационные потери у РН, стартующей с самолёта, существенно ниже, чем у систем с наземным стартом.

Скорость ракеты под действием силы тяжести уменьшается по закону

(5)

где

α - угол наклона вектора скорости ракеты к горизонту,

t - время подъема.

Эта формула справедлива, если g изменяется незначительно. Таким образом, при наклонном наборе высоты гравитационные потери скорости ракеты уменьшаются (см. приложение IV).

Вычислим гравитационные потери современной РН (топливо - кислород-керосин, сила тягиF_тяги = 510 тонн, удельная тяга I_уд=314 сек, предстартовая масса М₀=310 тонн).

Путь, пройденный ракетой с начала старта при вертикальном подъёме, вычисляется по формуле

(6)

полученной интегрированием второй формулы Циолковского по dt[1]

(7)

где

u – скорость истечения продуктов сгорания из сопла двигателя РН

Z_t – число Циолковского в момент времени t. Вычисляется по формуле

(8)

где

m_сек – масса продуктов сгорания, выходящих из сопла за секунду

(9)

Для данной РН зависимость высоты от времени при незначительно изменяющемся g такова

Из графика h(t) видно, что время достижения РН высотыh=10 км равняется, примерно, t ≈ 50 сек (см. приложение V).

Вычислим по формуле (5) потерянную скорость

На самом деле, потерянная скорость ещё больше из-за воздействия атмосферного давления на тягу двигателей, аэродинамического сопротивления.

При старте с СН двигатели РН работают в условиях пониженного атмосферного давления, следствием этого становится увеличение их силы тяги по сравнению со значением её на Земле (атмосферное давление уменьшает силу тяги на 10-20% по двум причинам: не позволяет газам расширятся до тех пределов, которые возможны в вакууме; сила атмосферного давления на переднюю часть ракеты остаётся нескомпенсированной со стороны сопла, т.к. исходящая из него струя сверхзвукового потока не передаёт внешнего давления на сопло).

Сила тяги идеального ракетного двигателя рассчитывается по формуле [2]

(10)

где

m_сек – секундный расход топлива

u_c – скорость истечения продуктов сгорания из сопла двигателя

p_c - давление на срезе сопла

S_c – площадь среза сопла

P_h – атмосферное давление

Атмосферное давление на уровне моря Р₀ составляет 10330 кг/м², на высоте 10 км р₁ - 2701 кг/м². Таким образом, значение р_hS_с (потери) с высотою 10 км меньше в 3,8 раз, чем на уровне моря (см. приложение VI).

Плотность воздуха на высоте 10 км равна ρ = 0,413 кг/м3, а на уровне моря ρ = 1,225 кг/м3. Эти значения различаются в 3 раза, что позволяет РН быстрее набирать скорость с меньшими аэродинамическими потерями. Сила аэродинамического сопротивления равна[3]

(11)

где

ρ– плотность воздуха

S – площадь поперечного сечения тела

V – скорость тела

РН оснащены ЖРД, которые по сути являются тепловыми, в них роль холодильника отводится внешней среде. КПД идеального теплового двигателя вычисляется по формуле Карно [3]

(12)

где

Т₁-температура нагревателя

Т₂-температура холодильника

На высот 10 км температура воздуха равна 223,1 К, на Земле – 288,1 К. При температуре в камере сгорания ЖРД T₁ = 4000 К значения КПД одного и того же двигателя на Земле и на высоте 10 км соответственно равны

КПД реальных двигателей намного меньше, т.к. срез сопла покидают не полностью остывшие газы, температура которых существенно выше окружающей среды. Однако различие в 0,7-1,5% для наземного и воздушного старта остаётся справедливым [11].

Таким образом, старт космической системы с СН уменьшает энергетические потери, снижает расход топлива, которое необходимо брать на борт космического аппарата, и, соответственно, увеличивает полезную нагрузку.

Вычислим число Циолковского для запуска на низкую круговую орбиту высотой h = 200 км полезного груза двумя различными системами (РН наземного старта и воздушного).

Число Циолковского – это отношение массы ракеты, заправленной топливом, к её массе после полного выгорания топлива [4]

(13)

или используя формулу Циолковского

Отсюда

(14)

где

е – основание натурального логарифма

V_к – необходимая конечная скорость ракеты

u – скорость истечения продуктов сгорания из сопла двигателя

Примемu = 3080 м/с, конечная скорость для РН с наземным стартом V_к = 9800 м/с (учитывая гравитационные потери).

Необходимая конечная скорость РН воздушного старта меньше на величину, равную гравитационным потерям подъёма на высоту 10 км, и величину сэкономленной V = 443 м/с. V_к = 8866 м/с.

Меньшее значение числа Циолковского для систем воздушного старта говорит о меньшем расходе топлива на вывод в космос единицы массы ПГ и конструкции корабля [4].

Состав комплекса

В состав комплекса входят:

• самолет-носитель (СН) АН-124-100ВС «Руслан», являющийся воздушной стартовой платформой (см приложение VII)

• двухступенчатая ракета-носитель (РН) «Полет» с модифицированными кислородно-керосиновыми двигателями НК-43М на первой ступени и РД0124 на второй ступени (см приложениеVIII)

• космический разгонный блок с кислородно-керосиновым двигателем РД0158 (см приложение IX)

• наземный комплекс подготовки к пуску на базовом аэродроме и аэродромах пуска

• комплекс автоматизированных систем управления подготовкой, пуском и полетом [5]

Самолет-носитель Ан-124-100BC на базе тяжелого серийного транспортного самолета Ан-124-100 «Руслан» предназначен для установки на его борту ракеты космического назначения, оборудования и систем ракетного сегмента. Он обеспечивает пилотажно-навигационный выход в зону пуска РКН и ее десантирование в полете. СН дополнительно оснащён оборудованием, необходимым для транспортировки и запуска РН: пусковой установкой, проверочно-пусковой аппаратурой РН и КА, командно-измерительным комплексом, аппаратурой средств траекторного измерения и рабочими местами операторов. СН может стартовать практически из любого района земного шара с аэродрома, оснащенного соответствующими средствами подготовки и имеющего взлетно-посадочную полосу длиной не менее 3 км.

Возможность полета самолета-носителя с ракетой-носителем на борту в зону пуска на дальность до 4000 км позволяет осуществить выведение спутника практически на любую орбиту по безопасным трассам в акватории Мирового океана. Самолет-носитель является возвращаемой многократно используемой первой ступенью системы выведения. Оборудование и системы подготовки и пуска ракетного сегмента на борту СН обеспечивают:

• заправку РН компонентами топлива и их слив;

• установку, крепление РКН в грузовой кабине и десантирование РКН из СН;

• телеметрические измерения параметров состояния РКН и СН и передачу телеметрической информации на командный пункт;

• управление полетом РКН и др.

Двухступенчатая РН «Полет» размещается в ТПК (см. приложение Х) на специальных опорах (обтюраторах) внутри СН Ан-124-ЮОВС «Руслан» и доставляется в любую точку над океаном, либо над сушей. При достижении зоны пуска в заданный момент РН десантируется из СН за счет пневматической системы выталкивания, размещаемой на ТПК. Система десантирования обеспечивает выход РН из самолета со скоростью 30 м/с (относительно самолета-носителя) и отставание РН на безопасное расстояние от самолета при запуске маршевого двигателя первой ступени. После окончания работы первой ступени и ее отделения включается вторая ступень РН, которая выводит КА на опорную или близкую к ней орбиту ИСЗ. С опорной орбиты на более высокую (вплоть до геостационарной) и отлётную траекторию КА переводится космическим РБ.

При стартовой массе 100 тонн ракета сможет выводить на низкую опорную орбиту различных наклонений ПГ массой 3-4 тонны. За счёт многократного включения двигателя второй ступени грузы могут доставляться на круговые орбиты высотой до 10-12 тысяч км, а также на высокие эллиптические орбиты, включая геопереходные, к Луне и на отлётные траектории.

Возможность доставки РН «Полёт» с КА на борту самолёта носителя АН-124 на экватор и запуска ракеты в приэкваториальной зоне даёт потенциал АРК КН для запуска спутников на геостационарную орбиту. Использование скорости вращения Земли в районе экватора, дополнительно полезный выигрыш в грузоподъёмности при высотном старте РН, а также применение вместо керосина более энергоёмкого горючего позволяет комплексу «Воздушный старт» выводить на низкую экваториальную орбиту ПГ массой до 3,9-4,2 тонн (в зависимости от типа горючего). Пуски в районе экватора позволяют сэкономить от 900 до 1200 м/с характеристической скорости на переход КА с низкой на геостационарную орбиту, по сравнению с более высокоширотных российских космодромов Свободный и Плесецк [6].

Иностранные разработки

Летом 2005 года в США компанией tSpace проводились испытания макета будущей ракетно-космической системы запуска пилотируемой капсулы: его сбросили с СН Proteus (см приложение ХI). Тогда испытывался принцип вертикального пуска в воздухе, который предполагалось использовать в проекте.

Все предыдущие ЛА, запускаемые в воздухе, начинали движение в горизонтальном положении. Для этого требовались крылья, создающие определённую опасность столкновения сбрасываемого аппарата с СН.

В случае с макетом tSpace этого не произошло: в соответствии с компьютерным моделированием, если сначала отпустить корму макета, а затем спустя полсекунды – его нос, а также стабилизировать аппарат специальной парашютной системой, он начинает свободное падение в вертикальном положении. В этот момент должен включаться ракетный двигатель. У макета такого не предусматривалось, поэтому он просто упал на землю.

Ведутся работы и над другими проектами. Например, в 2005 году из самолёта, принадлежащего ВВС США, был впервые сброшен для проверки в полёте концепции воздушного пуска полноразмерный макет QuickReachI массой 22,7 т. (см приложение ХII) [7].

Двухступенчатая РН QuickReachI имеет длину 19,8 м, диаметр 2,46 м и стартовую массу 32,7 т. Она способна вывести на орбиту высотой 185 км и наклонением 28,5° спутник массой 635 кг. ЖРД сделаны из композитов с внутренней абляционной защитой, которая дешевле проточного жидкостного охлаждения.

Двигатель первой ступени развивает начальную тягу 77,6 тс, второй – 10,9 тс. Удельные характеристики ЖРД обеих ступеней сравнительно невысокие и обусловлены низким давлением в камере сгорания – чуть больше 10 кгс/см². Двигатели установлены неподвижно, но вектор тяги – управляемый.

Эффективность ЖРД первой ступени повышается при его запуске на высоте 10 км.

Раскрывающийся ГО из углеродного волокна имеет массу 135 кг.

К самолёту-носителю РН перевозится на обычном прицепном трейлере длиной 16 м; ГО со спутником транспортируется отдельно.

Во время пуска ракета извлекается комбинированным действием силы тяжести и парашюта.

Ракету сбрасывали с высоты 2600 м с углом тангажа 6,1°.Ракета падает примерно 230 м, двигаясь с горизонтальной скоростью около 350 км/ч. После включения ЖРД она пересекает точку сброса через 15 секунд. Когда 23-тонный макет ракеты достиг выхода, самолёт кабрировал с углом 8,6° из-за перемещения центра масс ближе к хвостовой части. Это было немного больше, чем запланированные 7,5° [12].

Преимущества проекта «Воздушный старт»

«Воздушный старт» может занять достойное место среди ракет лёгкого класса. Хотелось бы подчеркнуть основные моменты, которые выгодно отличают его от того, что создаётся или уже эксплуатируется в этом классе.

1) Низкая стоимость пусковых услуг

Система «Воздушный старт» позволит в 6 раз удешевить запуск в космос низкоорбитальных аппаратов. По мнению специалистов, если Россия в ближайшее время реализует этот проект, то сможет освоить около половины рынка низкоорбитальных запусков. Главным доводом в пользу АРК КН считался возросший спрос на рынке запусков спутников среднего и малого класса на средние и низкие орбиты. Некоторые эксперты прогнозировали запуск около 1800 лёгких КА до 2015 г; ёмкость рынка оценивалась в 10-15 млрд $.

Стоимость вывода 1 кг груза на орбиту предполагалась порядка 5-6 тысяч $; при наземных пусках она принималась в 25-30 тысяч $, а с помощью системы «Морской старт» - 7-9 тысяч $. Сроки окупаемости первоначальных затрат не должны превысить 3-4 года.

Стоимость создания комплекса «Воздушный старт» составляет $ 120-130 млн. Сравнительно небольшая стоимость объясняется использованием в проекте уже созданных и отработанных до высокой степени надежности компонентов комплекса: самолета, маршевых ЖРД (большую часть стоимости разработки ракеты сегодня составляют двигатели, а поскольку в проекте «Воздушный старт» новых не создаётся, экономия средств и времени налицо) приборов систем управления, наземных средств подготовки. А стоимость проекта отражает лишь финальный этап реализации проекта - интеграцию уже созданных и тщательным образом испытанных технологий.

Анализ стоимости затрат на пуск и стоимости продаж на мировом рынке свидетельствует о высокой конкурентоспособности проекта и привлекательных инвестиционных показателях.

Комплекс имеет потенциальную возможность конкурировать в «коммерческой нише» по выведению КА на геостационарную орбиту, где сегодня господствуют такие РН среднего и тяжёлого класса как «Зенит-3SL» Ariane, «Протон», Titan, Atlas, Delta и другие, стоимость пуска которых значительно превышает стоимость АРК КН (см приложение ХIII) [10].

2) Гораздо более широкие возможности по наклонениям запуска (от 0 до 115 градусов), что чрезвычайно актуально для России.

3) Возможность выведения КА на любые околоземные орбиты, включая переходные, геостационарную и отлетные траектории

4) Большая операционная гибкость. Преимущество воздушного запуска в том, что самолёт-носитель может достаточно скрытно и оперативно достичь точки сброса и запустить РН. Важно также, что запуски можно проводить над акваторией Мирового океана – это позволит избежать сложностей при отчуждении земли

5) Экологическая чистота машины, чему в современном мире уделяется большое внимание. РН «Полёт» работает на экологически чистом топливе «кислород-керосин».

6) Несмотря на кажущуюся простоту решения проблемы с помощью МБР, снимаемых с вооружения, эти ракеты имеют конечный срок жизни. Есть ограничения международно-правового характера, за рамками которых нельзя использовать МБР. Комплексу же «Воздушный старт» дорога вперёд открыта.

7) «Воздушный старт» - своеобразный толчок в дальнейшем развитии науки и техники, продвижении передовых аэрокосмических технологий. Проект представляет несомненный интерес с точки зрения повышения энергетических характеристик традиционных средств выведения за счёт самолёта (и продвижения к экватору).

Использование переоборудованного самолёта АН 124-100 «Руслан» в качестве платформы для старта РН позволит примерно на 50% повысить массу выводимого на орбиту ПГ.

Недостатки проекта «Воздушный старт»

Недостатки АРК КН продиктованы спецификой и особенностями этого комплекса: это и десантирование, и безопасность, и разделение, и аварийные ситуации, и динамические нагрузки.

Безопасность вызывает опасения, поскольку придётся перевозить внутри фюзеляжа тяжёлого транспортного самолёта ракету, снаряжённую жидким криогенным топливом. К тому же, в отличие от космонавтов при пилотируемых запусках, экипаж СН средствами аварийного спасения не располагает.

Доля нештатных ситуаций даже для давно отработанных и эксплуатируемых сейчас ракет-носителей составляет 5-10%. Предусматриваются длительные операции по сливу и повторной заправке баков, замена отказавших приборов и узлов ракеты-носителя или космического аппарата. Очевидно, что во время полёта на борту самолёта-носителя такая технология выхода из нештатных ситуаций практически нереализуема. В случае отбоя циклограммы пуска после десантирования ракеты из грузового отсека самолёта, однозначно будут потеряны ракета-носитель вместе с космическим аппаратом.

Выйдя на точку сброса 400-тонный «Руслан» должен выполнить на высоте 10,5-11,5 тысяч метров и скорости 700 км/ч довольно сложный маневр «горка» и в его верхней точке сбросить РН в контейнере. Однако этот самолёт не предназначен для скоростных «горок». Десантирование грузов из него осуществляется в прямолинейном полёте на высоте 4000 метров и при скорости 320-350 км/ч. При этом максимально допустимая масса сбрасываемого груза не должна превышать 20 тонн (может нарушиться центровка). При аналогичном сбрасывании американской РН QuickReachI, массой 23 тонны, самолёт кабрировал на 1° больше запланированного. Что же будет, если сбросить 100-тонную ракету? И вообще, открывать рампы, люки или иными способами разгерметизировать фюзеляж при полёте на большой скорости и высоте тоже нельзя: самолёт может просто разрушиться в полёте.

В настоящее время принят пневматический способ сброса РН. Но речь идёт не о выталкивании ракеты инертным газом под небольшим давлением. «Пневматика» будет организована за счёт порохового аккумулятора давления, сила отдачи (эквивалентная мгновенному включению ЖРД тягой 305 тс) при срабатывании которого вызовет большие нагрузки на конструкцию СН. Такая система известна как «миномётный старт». Но никому и в голову не приходило экспериментировать со «стартом» по кинематической схеме артиллерийского выстрела не в стволе бетонной шахты и не в бронированном пусковом контейнере боевого железнодорожного ракетного комплекса, а в фюзеляже относительно хрупкого самолёта.

Предложения авторов

Можно сделать вывод, что существующий вариант проекта «Воздушный старт» нуждается в серьёзных доработках. Мы предлагаем несколько иную конструкцию СН «Руслан», что, по нашему мнению, поможет избежать сложностей с десантированием и сделает весь полёт в значительной мере более безопасным.

Суть нашего предложения заключается в том, чтобы изменить концепцию сброса ракеты. РН «Полёт» будет именно сбрасываться, а не выталкиваться. Аналогичную систему используют в американском проектеtSpace. Только в том случае ракета крепилась непосредственно к самому самолёту и находилась снаружи. В случае с Воздушный стартом РН «Полёт» будет находиться в самом фюзеляже. Дно у самолёта будет частично «срезано». Настолько, чтобы через образовавшееся отверстие возможно было бы сбросить ракету. Ширина грузового отсека СН 6,4 метра. Диаметр РН 3,2 метра. Очевидно, что не возникнет проблем с размещение шасси. Так что такое решение вполне реализуемо.

Чтобы самолёт удовлетворял прочностным характеристикам, нужна несколько иная система шпангоутов. Если раньше они размещались под внешней оболочкой СН, то теперь шпангоуты будут находиться и в грузовом отсеке тоже (см. приложениеXIV).

Преимущества налицо. Самолёту не надо развивать большую скорость и выполнять фигуру «горка». В случае с выталкиванием ракеты центр масс системы смещается ближе к хвостовой части, что представляет большую опасность, ведь самолёт может не выйти из опасного режима полёта. Если же РН сбросить, то самолёт не «задерёт нос» (см. приложение XV).

Потребность в пневматической системе выталкивания отпадает. А ведь её масса 20 тонн. Не будет «миномётного старта», который грозит разрушить самолёт.

Заключение

Проект «Воздушный старт» вполне реализуем, и имеет ряд значительных преимуществ перед иностранными аналогами. Запуск спутника значительно дешевле и экологически безопасней. РН может вывести ПГ на орбиту гораздо большей массы, чем аналогичные ракеты этого класса. Но существуют и недостатки в области безопасности. Однозначно, проект нуждается в значительных доработках. Тип и лётно-технические характеристики СН оказывают определяющее влияние на условия старта РН и показатели транспортной эффективности АКС.

Список условных обозначений и аббревиатур, используемых в работе

Список литературы

1. В.П. Бурдаков, Ю.И. Данилов «Ракеты будущего». Москва, Энерго-атомиздат 1991; стр. 92-108

2. Марленский А.Д. «Основы космонавтики». Москва "Просвещение" 1975; стр. 15-32

3. Пискунов И.С. "Дифференциальное и интегральное исчисление" Учебник для ВТУЗов. Москва, 1972.; стр. 26-48

4. Субботин М. Ф., Введение в теоретическую астрономию, М., 1968г.; стр. 56-71

5. Трофимова Т.И. Справочник по физике М., 1992; стр. 22-23

6. Уманский С.П. «Космонавтика сегодня и завтра» Москва “Просвещение’’1986; стр. 104-118

7. Фертрегт М. «Основы космонавтики» Пособие для студентов Москва., «Просвещение»,1969; стр. 150-162

8. «Авиация» Энциклопедия. Москва: Большая Российская энциклопедия, 1994.; стр. 17-18

9. Новости космонавтики №1 (январь 2006) Воздушный старт; стр. 17-22

10. Новости космонавтики №2 (февраль 2006) Воздушный старт; стр. 21-29

11. Новости космонавтики №2 (март 2006) Воздушный старт; стр. 8-16

12. Новости космонавтики №4 (апрель 2006) Воздушный старт постскриптум; стр. 11-23

Приложения

Приложение I

Рис. 1. Десантирование РН «Полёт»

Приложение II

Рис. 1. Задачи проекта

Рис. 2. Траектория выведения на ГСО

П риложение III

Рис. 1. График зависимости силы тяготения F от расстояния

П риложение IV

Рис. 1. Изменение вектора скорости V₁

П риложение V

Рис. 1. График зависимости высоты от времени для РН при вертикальном подъёме

П риложение VI

Рис. 1. Температура атмосферы на различной высоте над Землёй

Рис. 2. Давлениеpатмосферы на различной высоте hнад Землёй

Приложение VII

Рис. 1. Основные характеристики СН

Рис. 2.СН АН-124-100ВС «Руслан»

Приложение VIII

Рис. 1. Двигатель НК-43МРис. 2. Двигатель РД0124

Рис. 3. РН «Полёт»

Рис. 4. Изменение основных характеристик РН «Полёт»

Приложение IX

Основные характеристики КРБ

• - при дальнейшем совершенствовании характеристик РКН

Рис. 1. Основные характеристики КРБ

Рис. 2. Разгонный блокРис. 3. Двигатель РД0158

Приложение X

Рис. 1. Размещение ракеты в ТПК.

1) ракета 2) ТПК 3) парогазогенератор 4) опорно-ведущие пояса 5) обтюратор 6) мембрана 7) ложементная опора №1 ТПК 8) ложементная опора №2 ТПК 9) цапфы ТПК 10) узел крепления ракеты от продольных перемещений в ТПК

Приложение ХI

Рис. 1. Сброс макета с СН Proteus

Приложение ХII

Рис. 1.Тестовый сброс полноразмерного макета PHQuickReachI

Приложение ХIII

Рис. 1. Экономические характеристики проекта.

Приложение XIV

Рис. 1. Расположение шпангоутов 1) слева – до модернизации 2) справа – после модернизации

Приложение XV

Рис.1. При выталкивании ракеты самолёт может не выйти из опасного режима полёта.

Рис.2. При сбрасывании РН самолёт не «задерёт нос»