|
Проект двухступенчатой ракеты-носителя «Бурлак» был предложен МКБ «Радуга»
в 1991 г. для восстановления орбитальной группировки разведывательных спутников и спутников системы
предупреждения в ходе ведения военных действий. Старт ракеты с борта самолета Ту-160СК должен был
обеспечить вывод на любую заданную орбиту легких ИСЗ как для создания многоспутниковых систем, так и для их поддержания в рабочем состоянии, с заменой выработавших ресурс
или вышедших из строя спутников. Первоначальный проект предусматривал возможность выведения 700 кг коммерческой нагрузки на экваториальную орбиту.
Участие в работах по созданию авиационно-космического комплекса помимо АНТК им. А.Н.Туполева
и МКБ «Радуга» принимали ОКБ МЭИ, ЦАГИ, ЛИИ, НИИАС и ряд других организаций промышленности.
Создаваемый по конверсионной программе экологически чистый, экономичный, мобильный и
оперативный комплекс «Бурлак» предназначен для вывода на орбиту «малых» спутников для создания системы связи, спутниковой навигации, контроля, поиска
полезных ископаемых и т.д.
Технически использование самолета-носителя Ту-160 в качестве 1-й ступени для запуска космических ракетных разгонщиков ИСЗ «Бурлак» дает возможность:
Масса этого двухступенчатого носителя «Бурлак» составит 32 т, длина - 22 м, а диаметр - 1,6 м.
В отличие от «Пегасуса» у него нет крыльев, а хвостовое оперение аппарата в подвешенном под самолетом положении сложено.
Первая ступень носителя снабжена ЖРД Р0.201 (РД-0244),
используемым также для первой ступени БРПЛ Р-29РМ. Работа двигательной установки второй ступени
(ЖРД Р0.202 (РД-0242)) будет происходить в два включения. В качестве топлива используются гидразин + азотный тетроксид.
В перспективе на базе ракеты «Бурлак» предполагалось создать
новую ракету-носитель «Бурлак-М». На первой ступени «Бурлак-М» будет применен гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель.
В этом варианте масса полезной нагрузки по сравнению с комплексом «Бурлак» по расчетам должна возрасти в 1,5 раза.
«Бурлак» стартует уже за пределами самых плотных слоев атмосферы - с высоты 9-11 км или 12-13 км с достаточно
высокой начальной скоростью М=0,8 или М=1,7 (в зависимости от высоты старта).
Эти условия обеспечивают вывод на орбиты высотой 200-1000 км грузов массой
600-800 кг (полярные орбиты) или 840-1100 кг (экваториальные орбиты).
Стоимость одного коммерческого запуска оценивается в 2,5 миллиона долларов. При этом стоимость вывода на орбиту 1 кг груза находится в пределах
6000-8000 долл.
В 1995 году МКБ «Радуга» был завершен эскизный проект ракеты-разгонщика. В
1996 г. предполагалась его защита в Госкомоборонпроме и постройка электрифицированного натурного макета в металле.
Намечалось разместить на ДМЗ заказы на изготовление первых опытных образцов с тем, чтобы в
течение трех лет завершить их постройку и выполнить первый запуск Бурлака в 1998 году.
В 1995 году самолет Ту-160 с деревянным макетом космического разгонщика «Бурлак» был представлен на Парижском авиационном салоне и вызвал огромный интерес у специалистов и публики.
Первоначально программа была чисто российской, но вскоре с ней познакомилась
германская фирма OHB-System из Берлина, совместно с российской ассоциацией
«Бурлак» выполнившая по заказу немецкого космического агенства DARA две фазы углубленных исследований, которые
продемонстрировали не только техническую реализуемость проекта, но и подтвердили
его хорошие экономические и коммерческие перспективы. В целях дальнейшего практического осуществления проекта российские и германские фирмы договорились о
создании совместного предприятия для организации работ по программе, получившей название «Бурлак-Диана».
В 1997 г. Ту-160 с макетом «Бурлака» был показан на МАКС.
| Описание | ||||
|---|---|---|---|---|
| Конструкция | МКБ «Радуга» | |||
| Обозначение | «Бурлак» | «Бурлак-М» | «Бурлак-Диана» | |
| Тип | авиационная ракета-носитель | |||
| Проект | 1991 | 1994 | ||
| Система управления | инерциальная | |||
| Органы управления | газовые рули | |||
| Геометрические и массовые характеристики | ||||
| Длина, м | общая | 15,3 | 20,2 | 22,5 |
| I ступени | 10,5 | |||
| II ступени | 5,5 | |||
| Размах крыла, м | 5,2 | 5,0 | ||
| Размах оперения, м | 4,7 | 4,7 | 1,9 | |
| Диаметр корпуса, м | 1,3 | 1,6 | 1,6 | |
| Стартовая масса, кг | общая | 20000 | 32000 | 28500 |
| I ступени | 18000 | |||
| II ступени | 9400 | |||
| Масса пустой, кг | I ступени | 1800 | ||
| II ступени | 900 | |||
| Силовая установка | ||||
| Двигатель | I ступени | ЖРД Р0.201 (РД-0244) | ГПВРД | ЖРД Р0.201 (РД-0244) |
| II ступени | ЖРД Р0.202 (РД-0242) | |||
| Тяга двигателя, кгс (кН) | I ступени | 46000 | 46000 (451) | |
| II ступени | 10000 (98) | |||
| Время работы, с | 336 | |||
| Топливо ЖРД | гидразин (UDMH) | |||
| Окислитель | азотный тетроксид N2O4 | |||
| Летные данные | ||||
| Скорость пуска, км/ч (М=) | Н=9-11 км | (0,8) | ||
| Н=12-13 км | 1700 (1,7) | |||
| Высота орбиты, км | круговой | 200-1000 | ||
| эллиптической | 200 x 8500 | |||
| Наклонение орбиты, град | 0-90 | |||
| Полезная нагрузка | ||||
| Тип | Легкие ИСЗ | |||
| Габариты, м | 1,9(1,3)x1,2x1,2 | 1,9x1,2x1,2 | 3,5x1,4 | |
| Объем, м3 | 1,6-1,75 | |||
| Вес ПН, кг | круговые полярные орбиты (h=200 км) | 300-700 | 300-700 | 775 |
| круговые экваториальные орбиты (h=200 км) | 500-700 | 1100 | 1100 | |
| круговые полярные орбиты (h=1000 км) | 150 | 550 | ||
| круговые экваториальные орбиты (h=1000 км) | 220 | 825 | ||
| эллиптические полярные орбиты | 150 | |||
| эллиптические экваториальные орбиты | 220 | |||
Источники информации: