Байкал-Ангара

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Макет «Байкала» на выставке.

«Байка́л» — проект многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя Ангара. Разработан в ГКНПЦ им. Хруничева совместно с НПО «Молния». Основная идея проекта состоит в том, чтобы выполнивший задачу ракетный ускоритель, отделившись от носителя, автоматически возвращался к месту старта и приземлялся на самолётную взлётно-посадочную полосу как крылатый беспилотный летательный аппарат. Ускоритель может применяться как в составе РН семейства «Ангара» легкого, среднего и тяжелого классов, так и в составе других ракетных комплексов.

Основные сведения[править | править вики-текст]

«Байкал» спроектирован в ОАО «НПО „Молния“» по заказу ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Олег Соколов, представитель центра имени Хруничева подчеркнул, что Байкал пользовался на авиакосмическом салоне «МАКС-2001» большим вниманием зарубежных специалистов:

Практически мы завершили переговоры о разработке подобной ступени для ракеты-носителя Ариан-5 Европейского космического агентства, ведем переговоры с американскими фирмами Боинг и Локхид. За рубежом изготовить многоразовую ступень-ускоритель для ракет до сих пор не смогли

Он оснащён уникальной автоматической системой управления, обеспечивающей сопровождение полета на всех этапах с момента старта в составе РН до посадки на аэродром, входящий в состав космодрома Плесецк. Первый вариант такой системы управления был отработан на орбитальном корабле «Буран». Несмотря на высокую скорость входа аппарата в атмосферу, отсутствует традиционное теплозащитное покрытие, что существенно снижает затраты на его эксплуатацию. Имеет минимальную стоимость изготовления и эксплуатации. Традиционная самолётная аэродинамическая схема многоразового ускорителя «Байкал» была признана наиболее эффективной по сумме показателей. При его проектировании максимально учитывался опыт разработки многоразовых авиационно-космических систем «Буран» и Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС).

Варианты применения[править | править вики-текст]

Применение многоразового ускорителя ракетной ступени «Байкал» позволит:

  • полностью или частично ликвидировать зоны отчуждения в районах падения отработавших ступеней РН.
  • обеспечить всеазимутальность запуска для доставки полезных грузов на орбиты различного наклонения.
  • использовать изделие в качестве экспериментального аппарата для отработки новых технологий в интересах создания перспективных средств выведения.
  • снизить удельную стоимость выведения полезных нагрузок на орбиту на 25—50 %.

В зависимости от класса ракеты-носителя Ангара используется разное число многоразовых ускорителей:

  • Легкий класс — один ускоритель
  • Средний класс — два ускорителя
  • Тяжелый класс — четыре ускорителя

При этом один и тот же экземпляр многоразового ускорителя может использоваться в составе ракет-носителей разных классов.

Технические характеристики системы Байкал-Ангара[править | править вики-текст]

Характеристики многоразового ускорителя «Байкал»
c РН легкого класса
Значение
Сухая масса 17,8 т
Масса при посадке, т 18
Длина, м 28,5
Высота, м 8,5
Размах поворотного крыла, м 17,1
Радиус возвращаемого полета, км 410
Крейсерская скорость полета, км/ч 490
Тип и тяга (зем./пуст.) ракетного двигателя ЖРД РД-191М (1 шт.), 196 тс / 212.6 тс
Допустимое количество полетных использований 10 (с доведением до 25)
Тип и тяга двигателя для возвратного полета ТРД, максимальная тяга 5 тс
Число Маха при разделении со II ст. 5,64
Крейсерский режим возвратного полета:
дальность, км 384
скорость, км/ч 490
Посадочная скорость, км/ч 280
Пробег при посадке, м 1200
Характеристики семейства РН «Ангара-В»
с использованием МРУ «Байкал»
модификации
РН А1-В А3-В А5-В А4-В
Стартовая масса, т 168,9 446 709 700
Число МРУ на первой ступени 1 2 4 4
Компоненты топлива:
первая ступень, масса, т О2+РГ-1
109.7
О2+РГ-1 О2+РГ-1 О2+РГ-1
вторая ступень, масса, т АТ+НДМГ
32.2
О2+РГ-1 О2+РГ-1 О2+H2
Масса полезной нагрузки при запуске
с космодрома Плесецк:
на низкую орбиту, (Н=200 км, i=90º), т 1,9 9,3 18,4 22,0
на геопереходную орбиту, т 1,0 4,4 5,66
на геостационарную орбиту, т 2,5 3,2
Масса топлива для возврата, т 2,9

См. также[править | править вики-текст]

Ссылки[править | править вики-текст]