MAKS Aerospace System

VYDĚLÁVÁ

Vlastnosti
Organizace Kosmický program SSSR
Hmotnost 275 tun (bez nákladního letadla)
Užitečné zatížení (nízká oběžná dráha) 7 000 až 18 000  kg (v závislosti na verzi)
Datum ukončení programu 1991
Osádka 2 lidé (verze s posádkou)
Výkon
Počet letů Ne

Na letecký systém MAKS (v ruském  : МАКС pro „  Многоцелевая Авиационно-Космическая Система  “, což znamená „System Aerospace víceúčelovou / multi-účel“) byl projekt sovětské dvoustupňové kosmické lodi vypuštěná od letadla , jehož vývoj začal v roce 1988 , ale byla zrušena v roce 1991 .

Hlavním cílem projektu bylo vydělte deseti náklady na uvedení na náklad o hmotnosti sedm tun do oběžné dráze , provedením starty s použitím velmi velké letadlo An-225 - pak přeznačeny AN-325  - a omezení používání jednorázové prvky, stejně jako Američané se svým programovým raketoplánem . Další výhodou projektu bylo umožnit Sovětům vypustit kosmické lodě prakticky odkudkoli na světě, přičemž Antonov se choval jako mobilní odpalovací rampa. Poté bylo možné vypustit satelity z rovníku, aniž by byla poblíž rovníku vesmírná základna .

Byly navrženy tři varianty projektu, přičemž první let byl naplánován na rok 2008 , ale SSSR se zhroutil, než mohl být dokončen. Jeho experimentální fáze je však doposud jedinou účinnou implementací triergolového motoru . Konstrukce sovětského raketoplánu Buran , který provedl jediný let dál15. listopadu 1988, byl také spojen s projektem.

Koncepce a vývoj

První náčrtky

Realizován sovětským výrobcem NPO Molniya  (ru) , vývoj projektu MAKS - interně označeného 9A-1048  - byl zahájen počátkem 80. let pod vedením Gleba Lozina-Lozinského  (ru) na základě programů technických poznatků Spirála ( Спираль ), BOR ( БОР ) a dokonce i Buran (který ještě neletěl). Zcela zvláštní technologie byla poprvé představena veřejnosti na konci 80. let .

V letech 1976 až 1981 bylo poznamenáno, že vypuštění spirálového letadla z velkého dopravního letadla bylo proveditelné a mělo by mnohem nižší náklady, než uvažovalo staré řešení, které používalo nadzvukové odpalovací letadlo . Konstruktéři si pak všimli, že kosmické letadlo se zmenšenými rozměry nabídne mnoho výhod oproti raketoplánu Buran , který je ve vývoji. Mezi těmito výhodami systém nabídl zkrácení doby implementace a údržby, větší flexibilitu mise a širší rozsah použitelné oběžné dráhy. Bylo zamýšleno vypustit užitečné zatížení na oběžnou dráhu, pracovat na satelitech, které jsou již na oběžné dráze, a odeslat užitečné zatížení zpět na Zemi.

V několika bodech byl koncept MAKS považován za mnohem lepší než koncepty označené jako „  systém 49  “ a „  Bizan  “, což je typová konstrukce SSTO, která umožňuje vypouštění nádrže na pohonné hmoty do oceánu naproti odpalovacímu místu, zatímco u systému 49 , starty byly možné pouze z míst umožňujících první etapy ustoupit o 2 000  km dále. Kromě toho byl MAKS opakovaně použitelný než Bizan , protože všechny použité motory byly obnoveny, pouze vnější tank byl po misi zničen (jako u amerického raketoplánu). A konečně dostupnost dopravního letadla An-225 umožnila navrhnout vesmírné letadlo s většími rozměry.

První náčrt projektu MAKS používal tři raketové motory NK-45 , které spalovaly kryogenní směs kyslíku a kapalného vodíku a vyvíjely jednotkový tah asi 900  kN ve vakuu . S vypouštěcí hmotností 250 tun mělo umožnit uvedení nákladu 7 tun na nízkou oběžnou dráhu. Během návrhu byl jako náhrada za NK-45 vybrán triergolový motor RD-701  (ru) ( rusky  : РД-701 ) . Tyto hustota vyšší hnací plyny se používají účinně snižuje velikost a hmotnost vnější nádrže, která umožnila zvýšit maximální hmotnost nákladu do 8,4 tuny.

Studie ukázaly, že optimální úhel startu pro MAKS byl 45 ° , ale k dosažení takového úhlu náběhu s letadlem tak velkým jako An-225 bylo nutné přidat raketový motor , což je pro konstruktéry sotva přijatelné, protože také by to penalizovalo hrubou hmotnost vesmírného letadla MAKS. Nakonec bylo nalezeno rozložení a geometrie tanku a orbiteru, což umožnilo dosáhnout dobrých podmínek uvolnění bez nutnosti přidání raketového motoru do nosného letadla Antonov. U vnější nádrže byly provedeny další úpravy, protože počáteční uspořádání palivových nádrží uvnitř druhé nádrže působilo na nosná letadla nežádoucími strukturálními omezeními a komplikovalo operace oddělení mezi ním a orbiterem. Konečným výsledkem byla konfigurace, ve které byla kosmická loď mírně zvednuta a „tlačila“ svou vnější nádrž na oběžnou dráhu. Toto zvolené řešení nabídlo nejlepší kompromis mezi hmotným a konstrukčním odporem, zefektivnilo oddělení mezi nosným letadlem a orbiterem, poté také umožnilo instalaci vystřelovacích sedadel pro posádku vesmírného letadla, aby se mohly vypořádat se situacemi.

Technické řešení zachováno

V roce 1988 byly provedeny předběžné studie projektu MAKS, které provedlo Molniya a 70 subdodavatelů, zahrnující 220 svazků . V tomto projektu nosné letadlo Antonov An-225 - které se již používalo k přepravě Burana , poté se plánovalo vyvinout v An-325  -, které také sloužilo jako „normální“ dopravní letadlo, mělo zvláštnost sloužit jako odpalovací rampa. pro kosmickou loď, poté plní roli běžně přiřazenou prvnímu stupni na konvenční raketě . Loď by mohla být tedy stanoven od Antonov v nadmořské výšce 9000  m , počáteční rychlosti 900  km / h a se stiskem 3900  K N . Role hrající roli druhého patra - přesně řečeno „vesmírná část“ - byla na druhé straně odmítnuta ve třech verzích:

Ve verzích s orbitální rovinou ( MAKS-OS-P a MAKS-M ) muselo být užitečné zatížení umístěné na nízké oběžné dráze Země 7 tun. Pokud byla souprava vypuštěná Antonovem konvenčním raketovým stupněm na jedno použití ( MAKS-T ), užitečné zatížení vzrostlo na 18 tun na nízké oběžné dráze nebo na 5 000  kg na geostacionární oběžné dráze . Při vzletu kombinovaly všechny verze, všechny prvky tvořící druhý stupeň - „vesmírnou část“ - systému MAKS měly hmotnost 275 tun. Včetně nosného letadla činila vzletová hmotnost celého balíčku MAKS 620 tun. Pouze letadla - nosič a orbiter - byla opakovaně použitelná; externí zásobník, pokud byl přítomen, byl pro jedno použití.

Hlavním cílem projektu MAKS bylo umístění zboží a posádek na oběžnou dráhu, včetně těch určených pro vesmírné stanice . Vzhledem k povaze nosné rakety a jejímu operačnímu principu by systém mohl být také použit pro nouzové situace na různých drahách, pro záchranu posádek nebo vybavení, pro opravu poškozeného obytného modulu, různé experimenty, vědce, vojenské zpravodajské mise , nebo monitorování životního prostředí během přírodních katastrof .

Důležitou výhodou tohoto režimu vypouštění vzduchu byla absence potřeby odpalovací základny . Nosné letadlo a jeho „vesmírné“ užitečné zatížení mohlo vzlétnout z konvenčních letišť - přiměřené velikosti - jednoduše vyžadujících přítomnost technického podpůrného vybavení a doplňování paliva do různých komponentů MAKS. Další výhodou systému MAKS bylo použití hnacích látek s relativně nízkým znečištěním, včetně jeho multimode triergolového motoru RD-701  (ru) (v ruštině  : РД-701 ), který používal pouze směs RP-1 / kapalný vodík a kapalný kyslík .

Vývoj projektu byl schválen, ale zrušen v roce 1991 , kdy již byly dokončeny modely orbiteru a vnější nádrže. Experimentální motor asi 90  kN z tahu a za použití 19  trysek byl testován, což ukazuje na 50 testuje jeho správné fungování ve svých dvou režimech a hladký přechod mezi nimi. Tváří v tvář příslibům programu, zejména snížení nákladů na oběžnou dráhu desetkrát, návrháři projektu MAKS stále doufali, že najdou finanční prostředky na jeho rozvoj. Pokud by to bylo možné, mělo to letět již v roce 1998 .

MAKS-D , konečný návrh prvního návrhu

V roce 1993 a 1994 , na žádost Evropské kosmické agentury (ESA), Bristish Aerospace , Molniya, Antonov a TsAGI provádí konstrukci vesmírné letadlo demonstrátor pod názvem projektu Radem. Tento, také známý jako MAKS-D (v ruštině  : МАКС-Д , pro „  Демонстратор  “, což znamená demonstrant), byl bezpilotní zmenšenou verzí původního letadla MAKS, který používal existující raketový motor.: A jediný RD-120 - motor, který pohání horní stupeň středního odpalovacího zařízení Zenit  - spalující klasickou směs kapalného kyslíku a RP-1 . MAKS-D, který byl spuštěn z An-225 , měl dosáhnout výšky 80 až 90  km a rychlosti mezi Mach 14 a Mach 15 .

Experimentální letadlo ES (v ruštině  : „ЭC“ , pro „  Экспериментальный Cамолет  “, což znamená „experimentální letadlo“) by mělo startovací hmotnost 56 tun, včetně 45 tun pohonných hmot . Letěl by nadzvukovou rychlostí na vzdálenost 1 500  km , pak by se automaticky vrátil k přistání na své odpalovací základně. Byla nabízena ve třech verzích: První byla zaměřena na testování letových algoritmů, materiálů a opětovné použitelnosti motorů u projektů MAKS-M a I-HOTOL - britský projekt pro jednostupňový orbitální odpalovač, který byl také opakovaně použit, vyvinutý ve spolupráci mezi oběma zeměmi -. Orbitální rovina měla délku 38  m a rozpětí křídel o 24  m . Druhá verze byla podobná, ale upravená pro testování nadzvukových spalovacích motorů , známých také jako „  scramjets  “.

Třetí verzí, která měla být finální, bylo orbitální letadlo s nosností dvou tun užitečného zatížení. Rozdíl oproti MAKS-T spočíval v tom, že systém MAKS-D byl vybaven prvním stupněm raketového motoru pro start označeným „RS“ (pro „  Rocket Stage  “), vybaveným evropským motorem HM-7B - používaným pro horní stupně mnoha raket Ariane  - pracujících se směsí LOX / LH2 . Ten se měl rozsvítit pět sekund po uvolnění z nosného letadla Antonov a pracovat paralelně s raketovými motory RD-120 instalovanými na MAKS-D . Po vyčerpání pohonných hmot obsažených ve stadiu RS muselo být toto uvolněno a orbitální rovina musela pokračovat ve svém stoupání na samotnou oběžnou dráhu. Tato operace byla podobná jako u prvních konceptů experimentálního launcher X-34 z NASA . Tato finální verze MAKS-D měla umístit užitečné zatížení 2 000  kg na oběžnou dráhu 200  km při sklonu 51 ° .

Projekt MAKS získal zlatou medaili - s vyznamenáním - a zvláštní cenu od belgického předsedy vlády v roce 1994 na Světové výstavě vynálezů, vědeckého výzkumu a průmyslových inovací „  Eureka-94  “, která se konala v Bruselu .

Pokus o obnovení projektu

v červen 2010, Po prvním letu X-37B USA se ruská uvažuje oživit program Maks.

v srpna 2012, ruský kanál RIA Novosti v článku prohlašuje, že ruské společnosti Moniya a EMZ ( ЭМЗ , Экспериментальный машиностроительный завод ) pracovaly na realizaci projektu vesmírného letadla pro realizaci suborbitálních turistických letů. To zahrnovalo určité charakteristiky a určité prvky vyvinuté během programů Buran a MAKS. Již v roce 2006 pracovaly na návrhu vzdušných systémů připomínajících systém MAKS také další ruské společnosti. Na Ukrajině se projekt vyvinul ve formě dalších vzdušných systémů, jako jsou Svityaz , Oril a Soura .

Charakteristika projektu

Technická charakteristika

Letecký kosmický systém MAKS měl ve verzi s posádkou MAKS-OS-P celkovou vzletovou hmotnost 620 tun a sestával ze tří hlavních komponent:

V jeho zadní části byly dva triergolové raketové motory RD-701 , navržené k opětovnému použití patnáctkrát a spalování husté směsi RP-1 a kapalného vodíku pro první část letu letadla. Poté přešli do režimu pohonu s použitím pouze kapalného vodíku, méně hustého , poté produkovali nižší tah, ale těžili z lepšího specifického impulsu . Toto technické řešení umožnilo zmenšit původně plánovanou velikost vodíkové nádrže, která byla poměrně velká a pro inženýry představovala mnoho problémů . Oba motory RD-701 systému MAKS měly celkovou hmotnost 3990  kg a v době oddělení od Antonov An-225 (3 618 771  kN ve vakuu) vyprodukovaly celkový tah 3923  k N. Jejich specifická hybnost ve vakuu byla 460  s (417  s na hladině moře), zatímco jejich doba hoření během mise byla 440  s  ; Vesmírné letadlo bylo také vybaveno dvěma orbitálními manévrovacími motory, které se svou rolí shodovaly se dvěma motory WHO amerického raketoplánu. Každá z nich vyvíjí tah 30  kN a byly použity k dokončení vypuštění na oběžnou dráhu po vypuštění vnější nádrže, k manévrování na oběžné dráze a poté k zahájení atmosférického návratu před návratem na Zemi. WHO také zahrnoval malé manévrovací motory. Celkem bylo ve třech blocích kolem raketoplánu instalováno 28 malých motorů pro řízení polohy ( RCS ), které spalují neznečišťující směs peroxidu vodíku a RP-1 a vytvářejí tahy 25 a 40  N : jeden blok byl v nose , zatímco další dva bloky byly vzadu nalevo a napravo, připojené k hlavním motorům WHO. Byly používány pro manévrování na oběžné dráze, stejně jako pro ovládání orientace orbitální roviny během první části atmosférického návratu. Řízení kosmické lodi v hustých vrstvách atmosféry bylo na konci atmosférického reentry prováděno aerodynamicky pomocí křidélek , klapek a ploutve , přičemž druhá měla také dvoudílnou vzduchovou brzdu . Jednotkové náklady na vesmírné letadlo MAKS byly 8 milionů dolarů.

Maximální užitečné zatížení bylo 6 600  kg pro polární oběžnou dráhu ve výšce 400  km . V roce 1985 byla jednotka systému MAKS připravená na náklady na misi 113 milionů dolarů (nebo 269 milionů v roce 2021).

Typický profil mise

Během startu MAKS muselo nosné letadlo Antonov An-225 a jeho vesmírná scéna vzlétnout z letiště správných rozměrů, poté dosáhnout přesného bodu nad Zemí, kde měla být scéna vypuštěna. Orbitální systém MAKS. Pokud byl bod startu do 1 000  km od domovské základny, letadlo letělo na vlastních zásobách paliva. Očekávalo se, že provede tankování za letu v případě, že bude muset dosáhnout startu do rovníkové polohy. Zeměpisné souřadnice startu byly přímo diktovány požadovanými parametry oběžné dráhy.

Ve výšce přibližně 8700  m muselo letadlo provést předstartovní manévr, jehož cílem bylo představit kosmickou loď v ideální konfiguraci pro pokles s optimální výškou, vektorem rychlosti a úhlem. Tento manévr se skládala z lehkého nosu down, snížení výšky až 6800  m na vzdálenost 7  km , pak nos-up, během něhož letoun vyšplhal na 8,600  m a rychlostí 900  km / h . poté byl zahájen postup uvolnění a měl být zapnut raketový motor kosmické lodi RD-171 .

Jakmile bylo dosaženo ideálního úhlu startu, byl zahájen postup k oddělení vesmírné roviny a její vnější nádrže od nosné roviny. Vesmírná sestava měla poté zahájit svůj výstup na oběžnou dráhu , zatímco An-225 se vrátil na svou základnu. Fáze výsadku vesmírného letadla sestávala ze dvou stupňů:

Po oddělení letěla vesmírná scéna po své startovací dráze, zatímco se nosné letadlo vrátilo na vodorovný vodorovný let 8 200  m ve vzdálenosti 20  km od výchozího bodu manévru, po dosažení výšky 8 800  m , poté opět vyrazilo k domovskému letišti . Když vesmírný stupeň dosáhl rychlosti blízké oběžné dráze, zbavil se vnější nádrže, která spadla zpět a byla zničena tlaky vystavenými během atmosférického návratu . Trajektorie byla zvolena tak, aby prvky nádrže, které přežily návrat, spadly zpět do oceánu. Po oddělení vnější nádrže zahájila orbitální rovina motory svého orbitálního manévrovacího systému a dokončila cirkulaci oběžné dráhy na svých vnitřních nádržích.

Jakmile byla mise dokončena, letadlo se otočilo o 180 ° a znovu zaplo manévrovací motory, aby snížilo svou rychlost a snížilo svoji trajektorii. Poté provedl kontrolovaný klouzavý atmosférický opětovný vstup a sestoupil zpět na své domovské letiště.

Výhody oproti konkurenčním systémům

Pro designéry projektu měl univerzální systém MAKS představovat značné výhody oproti systémům, které do té doby používaly Sovětský svaz nebo jiné světové vesmírné agentury:

Technické specifikace

Vlastnosti různých verzí systému MAKS
VYDÁ OS-P MAKS-OS-B MAKS-T MAKS-M
Vzletová hmotnost (z letiště) 620 tun
Hmotnost vesmírné sestavy (po uvolnění z nosného letadla) 275 tun
Hmotnost orbiteru 26,9 tuny
Užitečné zatížení (oběžná dráha 200  km )  :
• Sklon o 51 ° 8,3 tuny 9,5 tuny 18 tun 5,5 tuny
• Sklon 28 ° 19 tun
• sklon 0 ° ( rovník ) 19,5 tuny 7 tun
Užitečné zatížení (náklon 51 ° )  :
• Nadmořská výška 400  km 6,9 tuny 8 tun 17,3 tuny
• Nadmořská výška 800  km 4,3 tuny 5,4 tuny 16,1 tuny
• Geostacionární oběžná dráha ( nadmořská výška 36 000  km , sklon 0 ° ) až 5 tun
Členové posádky 2 žádný (bezobslužné verze)
Rozsah orbitální výšky 140 až 1 500  km 140 až 36 000  km
Délka nákladního prostoru 6,8  m 8,7  m 13  m 7  m
Průměr nákladového prostoru 2,6  m 2,7  m 5  m 4,6  m
Rozsah náklonu:
• Výchozí zeměpisná šířka 46 ° 28 až 97 °
• Výchozí šířka 18 ° 0 až 97 °
Boční posun při návratu na Zemi až 2 000  km žádný (ne opakovaně použitelná verze) až 1200  km
Rychlost přistání + 330  km / h + 330  km / h
Doba trvání mise 5 dní 30 dní

Poznámky a odkazy

Poznámky

  1. Na rozdíl od Evropské kosmické agentury nemá Sovětský svaz - a později Rusko  - odpalovací rampy poblíž rovníku, což je významná nevýhoda pro vypouštění užitečného zatížení na geostacionární oběžnou dráhu .
  2. Další návrhy triergolových systémů používaly velmi nebezpečné a zvláště toxické a znečišťující sloučeniny, jako je kapalný fluor a lithium .

Reference

  1. (en) Mark Wade, „  MAKS  “ , na adrese http: // www. astronautix.com , Astronautix (přístup 2. října 2019 ) .
  2. (en) Mark Wade, „  RD-701  “ , na adrese www.astronautix.com , Astronautix (přístup 2. října 2019 ) .
  3. (en) „  Maks Air Launch System  “ , AeroSpaceGuide.net (přístup 2. října 2019 ) .
  4. (in) Vasily Petrovich, „  Project SPIRAL  “ na http://www.buran.fr/ (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  5. (in) D r Vadim P. Lukashevich, „  Multipurpose Aerospace System (MAKS)  “ na http://www.buran.ru (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  6. Vassili Petrovitch, „  Projet SPIRAL - Description  “ , na www.buran.fr (přístup 2. října 2019 ) .
  7. Vassili Petrovitch, „  Project SPIRAL - Launcher plane  “ , na www.buran.fr (přístup 2. října 2019 ) .
  8. (in) Hendrickx and Vis 2007 , str.  434.
  9. (in) Mark Wade, „  Bizan  “ na http://www.astronautix.com , Astronautix (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  10. (in) Hendrickx and Vis 2007 , str.  435.
  11. (ru) „  Производственный план - МАКС  “ , na www.buran.ru (přístup 2. října 2019 ) .
  12. (en) Vassili Petrovitch, „  From SPIRAL to MAKS: The MAKS Multipurpose Aerospace System  “ , na http://www.buran-energia.com (přístup 2. října 2019 ) .
  13. (in) Mark Wade, „  MAKS-T  “ na http://www.astronautix.com , Astronautix (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  14. (in) Mark Wade, „  MAKS-M  “ na http://www.astronautix.com , Astronautix (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  15. (ru) "  Грядет новый" Буран "  " , АвиаПорт,16. února 2006(zpřístupněno 2. října 2019 )
  16. (in) Zurawski 1986 .
  17. (en) Mark Wade, „  MAKS-D,  “ na adrese www.astronautix.com , Astronautix (přístup 2. října 2019 ) .
  18. (en) Vassili Petrovitch, „  From SPIRAL to MAKS - The MAKS-D Experimental Aerospace System  “ , na www.buran-energia.com (přístup 2. října 2019 ) .
  19. (en) Parkinson 1991 , s.  1–2.
  20. (in) Jeremy Hsu, „  Špičková vesmírná letadla se formují v Itálii, Rusku  “ , Space.com,3. června 2010(zpřístupněno 2. října 2019 ) .
  21. (ru) „  В РФ разрабатывают самолеты для суборбитальных туристических полетов  “ , RIA Novosti ,30. srpna 2012(zpřístupněno 2. října 2019 ) .
  22. (in) „  Rusko, Kazachstán vyvine jednotný vesmírný systém  “ [ archiv18. dubna 2013] , na www.bilkent.edu.tr , 19. a 2006 (přístup 2. října 2019 ) .
  23. (en) „  MAKS Tank  “ , na www.astronautix.com , Astronautix (přístup 2. října 2019 ) .
  24. (in) Mark Wade, „  MAKS Orbiter  “ na www.astronautix.com , Astronautix (přístup ke dni 2. října 2019 ) .
  25. „  Lateral deport  “ , francouzský termín (přístup 2. října 2019 ) .

Podívejte se také

Související články

Bibliografie

Dokument použitý k napsání článku : dokument použitý jako zdroj pro tento článek.

Písemný tisk

externí odkazy