Авиация и космонавтика 2009 12 - страница 5

В концепции одноступенчатого ВКС Ту-2000 выведение на околоземную орбиту выполняется с помощью комбинированной силовой установки, которая включает стартовые газотурбинные двигатели для взлета, начального разгона, маневрирования у земли и посадки, разгонный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД или ШПВРД) и жидкостной ракетный двигатель. Как и в случае с экспериментальным Ту-2000А, особенностью ВКС Ту-2000 является интегральная компоновка планера и его силовой установки, в которой нижняя поверхность фюзеляжа обеспечивает внешнее сжатие воздуха, входящего в ВРД, и служит верхней профилированной поверхностью сопла ВРД с косым срезом. Варианты с ГПВРД и ШПВРД отличаются типом и диапазоном работы ВРД и соотношением масс горючего и окислителя для ЖРД и, что самое важное, значительным увеличением массы полезной нагрузки (для ГПВРД - 0,5 т, для ШПВРД - 10т).

Некоторые основные данные Ту-2000:

длина самолета, м………………….75,0

размах крыла, м……………………..28,0

высота самолета, м………………..19,0

площадь крыла, кв. м…………..430,0

взлетная масса, т……………250- 280

посадочная масса, т………………..120

Силовая установка:

- 6 х ТРДДТ типа Д-100 по 30,0 - 32,0 тс

6 х ШПВРД с геометрическим и тепловым регулированием

ЖРД с суммарной тягой 50 т. В первоначальном варианте ВКС Ту-2000 с ГПВРД имел следующие особенности:

- комбинированная двигательная установка из ТРДДТ, работающих до М = 6, ГПВРД, работающего в диапазоне М = 6 - 1 3 и линейного ЖРД, работающего в диапазоне от М = 6 и до М, соответствующего выходу на заданную орбиту;

горячая конструкция крыла и оперения, основным конструкционным материалом которых является никелевый сплав;

регулируемый воздухозаборник, обеспечивающий функционирование как ГТД, так и ПВРД, и закрывающий вход в двигатели на тех этапах полета, когда они не работают.

Все это требовало решения сложных технических проблем, в частности требовалось создать высокотемпературный вентилятор для ТРД (ТРДДТ) с рабочей температурой лопаток 2000 град. С, сложный высоко-нагруженный воздухозаборник и т.д.

Принципиально снятие этих проблем возможно путем внедрения ШПВРД вместо ГПВРД, разделением газотурбинной и прямоточной частей двигательной установки для ТРД и ШПВРД (ТРД со своим убираемым воздухозаборником на верхней части корпуса самолета, а ПВРД -на нижней. При этом диапазон работы ТРД ограничивается по верхней границе числом М = 2 - 2,5, что должно снять температурные проблемы с разработки ТРД. ШПВРД в этом случае работает в диапазоне скоростей полета от М = 2 - 2,5 до М = 20-25. Такой ВРД невозможно создать без глубокого регулирования его геометрии в зависимости от числа М полета во всем диапазоне его работы. С установкой ШПВРД значительно снижается потребная тяга ЖРД (более чем в три раза) и время его работы на активном участке. Поэтому, если в варианте с ГПВРД целесообразна установка одного большого разгонного линейного ЖРД в комбинации со специальными ЖРД системы орбитального маневрирования (ЖРД СОМ), то в случае ШПВРД возможна установка двух более легких ЖРД, используемых и для орбитального маневрирования. В варианте с ШПВРД общее количество топлива уменьшается почти на 20%, в то время как заправляемое количество жидкого водорода увеличивается на 40%. Поэтому объем топливных баков и габариты фюзеляжа в варианте с ШПВРД больше, он более критичен к весовому совершенству конструкции криогенных баков.

В ходе разработки элементов программы Ту-2000 и программы криогенных самолетов были освоены многие передовые и прорывные технологические процессы, освоены перспективные материалы. В частности, освоено производство и внедрение композиционных трубопроводов, в том числе криогенных, созданы различные агрегаты систем авиационной криогенной техники (насосы, клапана и др.). Освоены технологии производства методом намотки крупногабаритных композиционных баков, в том числе и криогенных. На основе этих технологий возможно создание криогенных баков для ракетно-космической и авиационной техники с удельной массой менее 20 кг/м2. Подобные технологии позволяют изготавливать фюзеляжи самолетов из углеродного композиционного материала методом намотки с удельной массой менее 10 кг/м2. В ходе разработки программы были освоены технологии изготовления полуфабрикатов и агрегатов самолета из высокотемпературных титановых сплавов (t раб. до 600 град. С) для аэрокосмической промышленности.