WikiDer > Туполев Ту-2000

В Туполев Ту-2000 был запланирован гиперзвуковой полет экспериментальный самолет разработан Туполев конструкторское бюро. Он был предназначен для тестирования технологий для одноступенчатый на орбиту аэрокосмический самолет, а также Туполев Ту-360 межконтинентальный бомбардировщик.

Дизайн и развитие

Разработка Ту-2000 началась в 1986 году как Советский ответ на Х-30 проект в НАС.^[1] После падение Советского СоюзаРоссия взяла на себя этот проект и продолжала его до 1992 года, когда он был приостановлен из-за отсутствия средств.^[2]

Впечатление художника от выхода Ту-2000 на орбиту Земли.

Демонстрация экспериментальной технологии должна была весить 70–90 тонн (150 000–200 000 фунтов) при длине 60 м (196 футов), в то время как одноступенчатый аппарат для вывода на орбиту весил бы 210–280 тонн (460 000–620 000 фунтов). ) и несли максимальную полезную нагрузку 10 тонн (22 000 фунтов) на околоземные орбиты высотой 200–400 км (120–250 миль).^[3]

Работа над проектом началась в 1970-х годах. В ОКБ Туполева начали разработку авиакосмический самолет при стартовой массе около 300 тонн (660 000 фунтов). Были рассмотрены различные методы движения, такие как жидкостный ракетный двигатель на тепловыделяющие элементы, ядерная силовая установка самолета, плазменный двигатель, или ионный двигатель.

Причина появления Советская ПВО было появление США Космический шатл. Работы были запущены в 1981 году. Три года спустя была предложена аэрокосмическая система на базе одноступенчатого орбитального самолета с жидкостным ракетным двигателем, запуск которого мог производиться как с земли, так и с Земли. авианосцы. Однако для повышения КПД и увеличения запаса топлива вариант с комбинированная электростанция из турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, а жидкостный ракетный двигатель Вскоре был принят на вооружение, ставший прототипом Ту-2000.

Самолет проектировался как бесхвостый самолет, и имел двигатель и треугольное крыло низкое расширение расположен под фюзеляж. Ядром конструкции стала силовая установка, в которую входили:

• 4 ТРД в хвостовой части фюзеляжа;
• 1 главный разгонный ПВРД широкой дальности (расположен в корме фюзеляжа);
• 2 жидкостных ракетных двигателя для маневрирования в вакууме (установлены между ТРД).

Большое количество двигателей требовалось для оптимизации эффективности на разных режимах полета. Большую часть объема самолета занимали жидкий водород топливные баки. Экипаж из двух человек располагался в носовой части фюзеляжа. Автоматическая система спасения экипажа должна была обеспечить путь эвакуации на всех высотах. Носовая часть, включая кабину, была съемной. Было рассмотрено два варианта побега: спасен парашют кабина и катапультное сиденье.

Радио и электронное оборудование находился за кабиной экипажа. Носовая стойка шасси сняли в том же отсеке. В средней и задней частях фюзеляжа находился бак с жидким водородом. Резервуар подачи жидкого кислорода окислитель для ракетных двигателей располагался в хвостовой части фюзеляжа. Жидкий водород использовался в качестве топлива для всех двигателей и производился от одного топливная система.

Самолет был разработан с трехколесный велосипед шасси. Передняя передача имела сдвоенные колеса малого диаметра с шинами высокого давления. Основные стойки шасси должны были быть одноколесными, убирающимися в отсеки фюзеляжа.

ВКС должен был взлететь со штатного взлетно-посадочные полосы до 3 км (1,9 мили), лететь обратно в дозвуковая скорость после взлета для достижения заданной начальной точки ускорения и перед посадкой для захода на посадку в заданном аэродром; выполнять полеты по смене аэродромной базы, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговая орбита; выполнять несколько орбитальные маневры; выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток; выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковые скорости, при возврате с орбиты выполнить торможение с замедлением; в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневры для прохождения заданного маршрута и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром; изменить самолет орбитального полета.

Ускорению работы поспособствовала информация о Rockwell X-30 проект, демонстратор технологий для США Национальный аэрокосмический самолет (NASP) проект. В 1986 г. вышло два постановления правительства о разработке аналогичного проекта. 1 сентября того же года Министерство обороны был выпущен техническое задание к одноэтапной многоразовой видеоконференцсвязи, способной решать проблемы в атмосфере и ближний космос и выполнение высокоскоростных межконтинентальных трансатмосферных перевозок.

Реализовать проект планировалось в два этапа:

1. Создание самолета Ту-2000А полетной массой 70–90 тонн (150–200 000 фунтов) и скоростью 6 Мах на высоте 30 км (19 миль). Длина VKS должна была составлять 60 м (200 футов); с размах крыла 14 м (46 футов); и 70 градусов стреловидность крыла по передней кромке.
2. Второй этап предполагал различные варианты реализации: Ту-2000Б, МВКС, гиперзвуковой авиалайнер.

• Ту-2000Б был двухместным. бомбардировщик, который имел дальность полета 10 000 км (6200 миль) и взлетную массу 350 тонн (770 000 фунтов). Шесть двигателей обеспечивали скорость 6 Махов на высоте 30 км (19 миль).
• Версия MVKS должна была иметь взлетную массу 260 тонн (570 000 фунтов). потолок полета более 60 км (37 миль) и скорость 15–25 Маха. Он будет нести груз массой 8–10 тонн (18 000–22 000 фунтов) на орбиту 200 км (120 миль).
• Детальное изучение предложения гиперзвукового лайнера не проводилось, так как оно не считалось приоритетным.

Ко времени распад ссср проект был в самом разгаре. Перестройка привело к снижению стоимости проекта. Однако к декабрю 1991 г. многие конструктивные элементы уже были изготовлены: никелевый сплав. коробка крутящего момента крыла, часть фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы.^[1] Для сравнения, в то время проект US X-30 застрял на попытке построить секцию фюзеляжа из титанового сплава. Ту-2000 можно было достроить к 2000 году, но обстоятельства изменились.

Из-за отсутствия финансирования летом 1992 года проект был рассекречен и его пришлось перевести на коммерческую основу. Макет МВКС был представлен на Мосаэрошоу-92 выставка. Высшее руководство страны обещало поддержать проект для поднятия престижа страны, но ничего не сделало. Вскоре финансирование было вообще прекращено.

В ценах 1995 года стоимость постройки одного Ту-2000 оценивалась в 450 миллионов долларов, а стоимость опытно-конструкторских работ - в 5,29 миллиарда долларов. При норме 20 запусков в год стоимость одного запуска должна была составить 13,6 миллиона долларов. При достаточном финансировании проект можно было реализовать за 13–15 лет, но в 1993 году Ту-2000 был отменен.

Технические характеристики (одноступенчатый вывод на орбиту)

Данные из ^[3]

Общие характеристики

• Экипаж: два
• Вместимость: Полезная нагрузка 8000 кг (18000 фунтов)
• Длина: 72 м (236 футов 3 дюйма)
• Размах крыльев: 14 м (45 футов 11 дюймов)
• Диаметр: 13 м (42 футов 8 дюймов)
• Максимальный взлетный вес: 280,000 кг (617 294 фунтов)
• Электростанция: 7 × жидкий водород с участием жидкий кислород окислитель 4 турбореактивные двигатели, 1 ГПВРД, и 2 ракеты

Спектакль

• Максимальная скорость: 25 Махов (на орбите)

использованная литература

внешние ссылки

Викискладе есть медиафайлы по теме Туполев Ту-2000.

• КОСМИЧЕСКИЙ ТРАНСПОРТ: Гиперплан Туполев Ту-2000 - Россия
• «Ту-2000». Энциклопедия Astronautica. Марк Уэйд. Получено 2019-08-28. Этот советский аналог американского одноступенчатого орбитального авиационно-космического самолета Х-30 начал разработку в 1986 году.