Самолет-носитель для воздушного старта - уже заготовка для первой ступени воздушно-космического комплекса. Он способен поднять ракетный блок с обычной ВПП, вернуться на аэродром базирования на тяге собственных двигателей, совершить посадку на ВПП, при необходимости - совершить повторный заход на посадку или уйти на запасной аэродром
Воздушный старт дает несколько преимуществ:
Энергетика самолета-носителя в виде достигнутой высоты и скорости добавляется к энергетике ракеты-носителя;
Ракетная ступень начинает работу в более разреженной атмосфере, испытывает меньшее аэродинамическое сопротивление , ракетный двигатель работает с меньшими потерями на противодавление;
Самолет-носитель может доставить ракетную ступень в точку старта над океаном или малонаселенными территориями, азимут пуска меньше привязан к доступным полям отчуждения.
Лучшие реализованные примеры воздушного старта - сверхлегкая РН Pegasus/Pegasus-XL (~ 20т стартового веса, 250 кг на ССО высотой в 500 км).
Сложность в том, что классические дозвуковые носители (L-1011 Tristar, B-747 ) обладают ограниченной энергетикой (максимальная скорость ~ 250 м/с , высота - 10 км ). Стоит учесть, что после отделения носитель должен уйти на безопасное расстояние от сброшенной ракетной ступени, и за это время ракетная ступень продолжает терять скорость из-за аэродинамического сопротивления и гравитации.
Для улучшения ситуации нужно по меньшей мере два шага.
Во-первых(слава роботам!), использовать кастомизированный беспилотный носитель (с негерметичным корпусом, без системы жизнеобеспечения, кабины пилотов).
Попутно можно уменьшить запас топлива (и всей ступени), до величины, необходимой для взлета, набора высоты и разгона до параметров сброса ракетного блока и последующего возврата на аэродром базирования (+ аэронавигационный запас). По такому пути уже пошел стартап Aevum, создав дрон RAVN-X.
Дрон со взлетной массой в 25 тонн является первой ступенью воздушно-космической системы и обеспечивает старт ракетного блока с высоты 20 км на скорости 260 м/с. Выводимая на ССО составляет ~ 100 кг.
Но из аэродинамической ступени с воздушно-реактивными двигателями можно выжать еще больше, если перейти на ТРДД/ТРД с форсажной камерой. Лучший пример - проект RASCAL(Responsive Access Small Cargo Affordable Launch) Идея проекта - облегчить снимаемый с вооружения истребитель (F-4 Phantom или F-15), сняв с самолета системы управления вооружением и внешние узлы подвески, а затем - установить систему предохлаждения на входе в воздухозаборник.
Система MIPCC (mass injection pre compressor cooling) подает в поток воздуха хладоагент (воду, водно-гликолевый или водно-спиртовой раствор, жидкий кислород), за счет чего достигается сразу ряд эффектов:
Понижается температура торможения потока, поскольку тепло от торможения потока в воздухозаборнике тратится на нагрев и испарение (а за счет этого повышается максимально допустимая скорость)
Увеличивается расход массы через газовоздушный тракт, соответственно - растет тяга
Спирты и гликоли обеспечивают дополнительную тягу, подогревая поток в камере сгорания
Предварительные расчеты центра Амеса NASA показали, что таким образом можно сместить точку сброса с M = 2 и H = 12 км к M = 2,55(+ 150 м/с) и H = 18 км
При этом полезная нагрузка массой ~ 75-80 кг выводится на орбиту 100 * 500 км(не совсем понятно, почему в статье выбрана орбита с таким низким апогеем).
Если мы сравним модернизированный "Фантом" с RAVN-X, то заметим, что скорость отделения ракетного блока увеличилась с M = 0,92 до M=2,55. Стартовая масса уменьшилась до 18 тонн. Относительная масса выводимого КА увеличилась с 0,41% до 0,44%
Направление роста вполне понятно - увеличивать высоту и скорость отделения до значений, близких к скоростям и высотам завершения работы первых ступеней традиционных носителей.
Увеличивая скорость отделения ракетного блока, мы не просто увеличиваем энергетику носителя - мы замещаем часть окислителя, который должен быть загружен на ракетный блок, кислородом воздуха
При этом придется отказаться от привычных турбореактивны�� двигателей, их работоспособность определяется температурой торможения на лопатках. Даже применение жаропрочной керамики, "потеющего" охлаждения и выдува воздуха от компрессора не может поднять верхнюю скоростную границу ТРДф выше M ~ 3,5 - 3,75 .
Вариантом экстремального ТРД является опытный двигатель HiSted перспективной крылатой ракеты RATTLRS, использующий технологию Lamilloy - изготовление теплонагруженных элементов конструкции из полосок жаропрочной стали, разделенных микрорельефом, создающим полости, через которые можно подавать воздух или топливо для поглощения тепла и создания защитного газового слоя
Альтернативой созданию "экстремальных" ТРД может быть переход к двигателям комбинированного цикла - ракетно-турбинным, ракетно-прямоточным и двигателям с циклом сжижения воздуха. В этих двигателях или нет турбины (ПВРД и связанные с ним двигатели), или же параметры на турбине не зависят от параметров потока (РТД, двигатели с циклом сжижения, двигатели с паротурбинной установкой)
О том, как может выглядеть "авиационная" многоразовая ступень, в каком цикле может работать двигатель этой ступени и какие характеристики обеспечивать - в следующем посте.
