Многоразовый Авиационно-космический Транспортный Комплекс⁠⁠2

Общая концепция

Предлагаемая система представляет собой многоразовый авиационно‑космический транспортный комплекс, предназначенный для доставки экипажа из четырёх космонавтов на низкую околоземную орбиту, стыковки с орбитальной космической станцией и последующего возврата на аэродром базирования.

В основе системы лежит двухступенчатая архитектура, сочетающая преимущества авиации и ракетной техники.

Архитектура системы

Первая ступень — самолёт‑носитель

Многоразовый самолёт схемы «летающее крыло», осуществляющий горизонтальный взлёт с аэродрома, набор высоты и скорости и выведение орбитального аппарата в расчётную точку старта.

Основные параметры

• Тип: летающее крыло

• Взлётная масса: ~420 т

• Полезная нагрузка: 110 т

• Топливо: 140–160 т

• Сухая масса: 150–170 т

• Размах крыла: 55–60 м

• Площадь крыла: 650–750 м²

• Удлинение: ~4,5–5

• Двигатели: 6 × ПД‑35

Профиль полёта первой ступени

• Взлёт: 0–5 мин

• Набор высоты: 5–20 мин

• Разгон до M ≈ 0,9: 20–30 мин

• Отделение второй ступени: 18–20 км

• Разворот и снижение

• Посадка на исходный аэродром

⏱ Общее время полёта: ~1,5 часа

Вторая ступень — орбитальный экипажный шатл

Многоразовый орбитальный аппарат с тепловой защитой, способный к автономному выведению на орбиту, манёврам в космосе и управляемому входу в атмосферу с посадкой на взлётно‑посадочную полосу.

Основные параметры

• Стартовая масса: 95–100 т

• Экипаж: 4 человека

• Полезная нагрузка: 2 т

• ΔV (эквивалент): ~9600–9800 м/с

• Посадка: ВПП

• Ресурс: ≥50–100 полётов

• Длина: 18–20 м

• Размах крыла: 10–12 м

• Площадь крыла: 55–65 м²

Силовая установка

• 2 × ТТУ: разгон M 0,9 → 1,5

• 2 × ПВРД: M 1,5 → 5,5

• 3 × ЖРД (LOX/RP‑1): орбитальный разгон и манёвры

Ключевые особенности архитектуры

Система изначально проектируется как:

• полностью многоразовая (обе ступени),

• ориентированная на регулярные пилотируемые полёты,

• адаптированная под существующую аэродромную инфраструктуру,

• минимизирующая количество одноразовых элементов и баллистических режимов.

Запуск второй ступени на большой высоте и при дозвуковой/околозвуковой скорости:

• снижает аэродинамические и тепловые нагрузки,

• уменьшает потери на начальном участке разгона,

• повышает надёжность и повторяемость миссий.

Двигательная архитектура второй ступени

Орбитальный шатл использует многоуровневую двигательную систему, оптимизированную под разные режимы полёта — от трансзвука до орбитального разгона. Каждый тип двигателя работает в строго определённом диапазоне скоростей и высот, обеспечивая максимальную энергетическую эффективность.

1. Твердотопливные ускорители (ТТУ)

Назначены для кратковременного разгона после отделения от самолёта‑носителя и надёжного прохождения трансзвукового диапазона.

Особенности применения:

• используются только на начальном участке автономного полёта;

• не расходуют бортовое жидкое топливо;

• минимизируют время пребывания в зоне повышенных нагрузок;

• работают полностью автоматически.

Режим работы:

• 2 × ТТУ, суммарная тяга 600–700 кН

• Длительность: 20–30 с

• Задача: быстрый проход трансзвука

Сброс ТТУ производится только после подтверждения устойчивого номинального режима ПВРД и симметрии тяги.

2. Прямоточные воздушно‑реактивные двигатели (ПВРД)

Ключевой элемент атмосферного разгона. Работают на авиационном керосине с использованием атмосферного кислорода.

Функции ПВРД:

• эффективный разгон в сверх‑ и гиперзвуковом диапазоне;

• резкое снижение расхода жидкого кислорода;

• уменьшение стартовой массы шатла;

• снижение энергетических потерь в атмосфере.

Использование ПВРД переносит значительную часть разгона из ракетного режима в атмосферный, с высоким эквивалентным удельным импульсом.

3. Ракетные маршевые двигатели

После выхода за пределы эффективной работы ПВРД шатл переходит в чисто ракетный режим.

Основные функции:

• завершение орбитального разгона;

• формирование и коррекция орбиты;

• манёвры сближения и стыковки;

• торможение перед входом в атмосферу.

Двигатели оптимизированы для работы в вакууме и поддерживают дросселирование тяги.

Тепловая защита и вход в атмосферу

В системе реализована комбинированная концепция активной и пассивной теплозащиты, рассчитанная на многократное использование.

Требования

• Скорость входа: M ≈ 25–26

• Плотность теплового потока: до 1,5–2,0 МВт/м²

• Температуры поверхности: до 1800–2000 °C

• Ресурс: ≥50 циклов

• Масса ТЗ: ≤10–12 % сухой массы

Структура теплозащиты

• Активная регенеративная защита (охлаждение носа и кромок топливом)

• Пассивная абляционная защита (C/C, SiC‑панели)

• Композитная изоляция обитаемого отсека

Профиль входа

• Начальный этап: ~120 км, первичное торможение

• Средний этап: 80–40 км, управляемый угол атаки

• Финальный этап: дозвуковое планирование

Максимальные перегрузки: ≤3–3,5 g

Преимущества аэродромной посадки

• исключение баллистического снижения;

• минимальные перегрузки для экипажа;

• точность посадки ±100 м;

• немедленный доступ к экипажу и аппарату;

• отсутствие морских спасательных операций.

Экономическая эффективность

• Экономия топлива за счёт ПВРД: 5–10 т на полёт

• Ресурс ≥50 полётов: снижение стоимости на ~2/3

• Отсутствие морской инфраструктуры

Оценка стоимости пилотируемого полёта: 25–30 млн $ — в 2–3 раза дешевле существующих аналогов при сопоставимой безопасности.

Позиционирование системы

Система занимает стратегическую нишу между:

• классическими баллистическими кораблями,

• вертикально стартующими ракетами,

• перспективными полностью многоразовыми комплексами.

Приоритет отдан не рекордной грузоподъёмности, а:

• надёжности,

• повторяемости,

• человеко‑ориентированной эксплуатации.