Ту-2000

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Ту-2000
Тип воздушно-космический бомбардировщик
Разработчик ОКБ Туполева
Статус проект
Commons-logo.svg Изображения на Викискладе
Images.png Внешние изображения
Image-silk.png Ту-2000

Ту-2000 — проект воздушно-космического бомбардировщика, созданный в ОКБ Туполева. Работа над проектом началась в 1970-х годах. В годы перестройки расходы на проект были урезаны. Из-за недостатка финансирования проект был рассекречен и переведён на коммерческую основу. Но привлечь инвесторов не удалось и проект был заморожен.

История[править | править код]

Работа над проектом началась в 1970-х годах. ОКБ Туполева начало разработку воздушно-космического самолёта со стартовой массой примерно 300 тонн. Рассматривались различные варианты, как, например, жидкостный ракетный двигатель на тепловыделяющих элементах, ядерная силовая установка, плазменный или ионный двигатель.

Причиной появления советских воздушно-космических сил стало появление «Space Shuttle». Работы активировались в 1981 году. Через три года была предложена авиакосмическая система на базе одноступенчатого орбитального самолёта с жидкостным ракетным двигателем, которая могла запускаться как с земли, так и с самолётов-носителей. Однако вскоре для повышения экономичности и увеличения запаса топлива был предложен вариант с комбинированной силовой установкой (ТРД+ПВРД+ЖРД), который и стал прообразом Ту-2000.

Самолёт был выполнен по схеме «бесхвостка», имел расположенный под фюзеляжем двигатель и треугольное крыло малого удлинения. Центром конструкции стала силовая установка, которая включала:

  • 4 ТРД в хвостовой части фюзеляжа;
  • основной разгонный широкодиапазонный ПВРД (располагался в задней части фюзеляжа);
  • 2 ЖРД для маневрирования в безвоздушном пространстве (устанавливались между ТРД).

Установка большого числа двигателей была обусловлена требованиями максимальной экономичности на различных режимах. Большая часть объёма самолёта была занята топливными баками с жидким водородом. Экипаж из двух человек располагался в носовой части фюзеляжа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивала спасение на высотах от нулевой до максимальной. Носовая часть, включая кабину, была отделяемой. Рассматривались два варианта: спасаемая на парашюте кабина и катапультируемые самолётные сиденья.

Радиоэлектронное оборудование располагалось за кабиной экипажа. В этот же отсек убиралась носовая стойка шасси. Средняя и задняя части фюзеляжа использовались для размещения топливного бака с жидким водородом. Бак с кислородом, который использовался как окислитель для ЖРД, располагался в хвосте фюзеляжа. Жидкий водород использовался как горючее для всех двигателей и поступал из единой топливной системы.

Шасси предлагалось исполнить по нормальной трёхстоечной схеме с носовым колесом: передняя стойка имела спаренные колёса малого диаметра с высоким давлением; основные стойки одноколёсные, убирались в отсеки фюзеляжа.

ВКС должен был взлетать со стандартных взлётно-посадочных полос длиной до 3 км, совершать полёты с разворотом на дозвуковой скорости после взлёта для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром; осуществлять перелёты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту; выполнять неоднократные орбитальные маневры; выполнять автономный орбитальный полёт продолжительностью до суток; выполнять крейсерский полёт в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, выполнять торможение со снижением при возвращении с орбиты; в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохода заданной трассы и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром; изменять плоскость орбитального полёта.

Ускорению работ способствовала информация об американском проекта Rockwell X-30, над которым шла работа в рамках проекта NASP (National Aero-Space Plane). В 1986 году были изданы два постановления правительства о разработке аналогичного проекта. 1 сентября того же года Министерством обороны было выпущено техническое задание на одноступенчатый многоразовый ВКС, способный решать задачи в атмосфере и ближнем космосе и выполнять скоростную межконтинентальную трансатмосферную транспортировку.

Реализовать проект предполагалось в два этапа:

  1. Создание самолёта Ту-2000А с полётной массой 70-90 тонн и скоростью 6 Мах на высоте 30 км. Длина ВКС должна была составить 60 м, размах крыла — 14 м, стреловидность по передней кромке — 70 градусов.
  2. Второй этап предполагал различные варианты реализации: Ту-2000Б, МВКС и пассажирский гиперзвуковой лайнер.
    • Ту-2000Б представлял собой двухместный бомбардировщик, имевший дальность полёта 10 тысяч км и взлётный вес 350 тонн. 6 двигателей обеспечивали скорость 6 Мах на высоте 30 км.
    • Вариант МВКС должен был иметь взлётный вес 260 тонн, высоту полёта более 60 км и скорость 15-25 Мах. Он смог бы выводить нагрузку 8-10 тонн на орбиту высотой 200 км.
    • Детальная проработка проекта гиперзвукового лайнера не проводилась, поскольку не считалась приоритетной.

К моменту распада СССР работы над проектом были в разгаре. Перестройка привела к снижению расходов на проект. Тем не менее, к декабрю 1991 года были уже изготовлены многие элементы конструкции: кессон крыла из никелевого сплава, часть фюзеляжа, криогенные топливные баки, композитные топливопроводы. Для сравнения, американский проект Х-30 в это время застрял на попытке постройки секции фюзеляжа из титанового сплава. Проект Ту-2000 мог быть реализован к 2000 году, но ситуация вокруг проекта изменилась.

Ввиду отсутствия финансирования летом 1992 года проект рассекретили и вынуждены были перевести на коммерческую основу. Макет МВКС был представлен на выставке «Мосаэрошоу-92». Высшее руководство страны обещало поддержать проект для поднятия престижа страны, но ничего не сделало. А вскоре финансирование было прекращено вовсе.

В настоящее время проект заморожен. В ценах 1995 года стоимость постройки одного Ту-2000 составляла 450 млн долларов, а затраты на опытно-конструкторские работы — 5,29 млрд долларов. При темпе 20 пусков в год стоимость одного пуска должна была составить 13,6 млн долларов. При наличии необходимого финансирования проект можно было бы завершить за 13-15 лет. Проект американского аналога Х-30 также был свёрнут в 1992 году по причине прекращения финансирования, а в 1993 году программа была закрыта окончательно.

Тактико-технические характеристики[1][править | править код]

Характеристики Ту-2000 Вариант
Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б
Экипаж 2
Размеры
Длина фюзеляжа, м 55-60 100
Размах крыла, м 14 40,7
Площадь крыла, м² 160 1250
Стреловидность крыла по передней кромке 70°
Массы
Взлётная, тонн 70-90 260 350
Пустого 40 200
Масса полезной нагрузки,
выводимой на орбиту (высота орбиты до 200 км), тонн
8-10
Силовая установка
Двигатели ТРД + ГПВРД 8 ТРД + ГПВРД + ЖРД 6 ТРД + ГПВРД
Тяга, кГc 90000
Полный запас топлива, тонн 35 - 50
Лётные данные (расчётные)
Скорость полёта, Мах 5-6 15-25 6
Высота полёта, км 30 60-200 30
Практическая дальность, км 10 000

Примечания[править | править код]

  1. Ту-2000. Авиабаза. Проверено 16 сентября 2018.

Ссылки[править | править код]