Tupolev Tu-2000

Ту-2000
Впечатление художника о выходе Ту-2000 на орбиту вокруг Земли
Роль	гиперзвуковых технологий Демонстратор
Производитель	Туполева ОКБ
Статус	Отменено
Количество построенных	0
Варианты	Tupolev Tu-360

Ту -2000 — планируемый гиперзвуковой летный экспериментальный самолет, разработанный Туполева ОКБ . Он предназначался для отработки технологий одноступенчатого выводимого на орбиту аэрокосмического самолета, а также межконтинентального бомбардировщика Ту-360 .

Проектирование и разработка

Разработка Ту-2000 началась в 1986 году как советский ответ на проект Х-30 в США . После распада Советского Союза Россия взяла на себя этот проект и реализовывала его до 1992 года, когда он был приостановлен из-за нехватки средств.

Демонстратор экспериментальной технологии должен был бы весить 70–90 тонн (150 000–200 000 фунтов) и иметь длину 60 м (196 футов), а одноступенчатый вывод на орбиту - 210–280 тонн (460 000–620 000 фунтов). ) и доставил максимальную полезную нагрузку 10 тонн (22 000 фунтов) на околоземные орбиты высотой 200–400 км (120–250 миль).

Работа над проектом началась в 1970-х годах. ОКБ Туполева приступило к разработке аэрокосмического самолета со стартовой массой около 300 тонн (660 000 фунтов). Рассматривались различные способы движения, такие как жидкостный ракетный двигатель на твэлах , авиационная ядерная двигательная установка , плазменный двигатель или ионный двигатель .

Причиной появления советской ПВО стало появление американского космического корабля «Шаттл» . Работы активизировались в 1981 году. Через три года была предложена аэрокосмическая система на основе одноступенчатого орбитального самолета с жидкостным ракетным двигателем, который мог запускаться как с земли, так и с авианосцев . Однако для повышения эффективности и увеличения запаса топлива вскоре был принят вариант с комбинированной силовой установкой из турбореактивного двигателя , прямоточного воздушно-реактивного двигателя и жидкостного ракетного двигателя , ставший прототипом Ту-2000.

Самолет проектировался как бесхвостый , имел двигатель и треугольное крыло низкого удлинения, расположенное под фюзеляжем . Ядром конструкции стала силовая установка, в состав которой входили:

• 4 ТРД в хвостовой части фюзеляжа;
• 1 основной разгонный широкодиапазонный ПВРД (расположен в хвостовой части фюзеляжа);
• 2 жидкостных ракетных двигателя для маневрирования в вакууме (установлены между турбореактивными двигателями).

Большое количество двигателей требовалось для оптимизации эффективности на разных режимах полета. Большую часть объёма самолёта занимали баки с жидким водородным топливом . Экипаж из двух человек размещался в носовой части фюзеляжа. Автоматическая система спасения экипажа должна была обеспечить путь эвакуации на всех высотах. Носовая часть, включая рубку, была разъемной. Рассматривались два варианта спасения: спасение на парашюте из кабины и катапультное кресло .

Радио- и электронное оборудование располагалось за кабиной экипажа. носовую стойку шасси В этом же отсеке убрали . В средней и задней частях фюзеляжа располагались топливные баки с жидким водородом. Баллон с жидким кислородом, питающий окислитель для ракетных двигателей, располагался в хвостовой части фюзеляжа. Жидкий водород использовался в качестве топлива для всех двигателей и поступал из единой топливной системы .

Самолет был спроектирован с трехстоечным шасси . Передняя передача имела сдвоенные колеса небольшого диаметра с шинами высокого давления. Основные стойки шасси должны были быть одноколесными, убирающимися в отсеки фюзеляжа.

ВКС должен был взлетать со стандартных взлетно-посадочных полос длиной до 3 км (1,9 мили), возвращаться на дозвуковую скорость после взлета для достижения заданной начальной точки разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром ; выполнять полеты по смене аэродромной базы, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту ; выполнять несколько орбитальных маневров ; совершить автономный орбитальный полет продолжительностью до суток; выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями , выполнять торможение с замедлением при возвращении с орбиты; в процессе разгона до орбитальных параметров и в процессе снижения выполнять маневрирование для прохождения заданного маршрута и выхода на заданную орбиту и заданный аэродром; изменить самолет орбитального полета.

Ускорению работ способствовала информация о проекте Rockwell X-30 , демонстраторе технологий США для проекта Национального аэрокосмического самолета (NASP). В 1986 году были изданы два постановления правительства о разработке аналогичного проекта. 1 сентября того же года Минобороны вышло техническое задание на одноступенчатую многоразовую видеоконференцсвязь, способную решать задачи в атмосфере и ближнем космосе и осуществлять высокоскоростные межконтинентальные трансатмосферные перевозки.

Проект планировалось реализовать в два этапа:

1. Создание самолета Ту-2000А с полетной массой 70–90 тонн (150 000–200 000 фунтов) и скоростью 6 Маха на высоте 30 км (98 000 футов). ВКС должен был иметь длину 60 м (200 футов); с размахом крыла 14 м (46 футов); 70 градусов и стреловидность передней кромки крыла .
2. Второй этап предполагал различные варианты реализации: Ту-2000Б, МВКС и гиперзвуковой авиалайнер.

• Ту -2000Б представлял собой двухместный бомбардировщик с дальностью полета 10 000 км (5 400 морских миль) и взлетной массой 350 тонн (770 000 фунтов). Шесть двигателей обеспечивали скорость 6 Маха на высоте 30 км (19 миль).
• Версия МВКС должна была иметь взлетную массу 260 тонн (570 000 фунтов), потолок полета более 60 км (200 000 футов) и скорость 15–25 Маха. Он будет нести груз массой 8–10 тонн (18 000–22 000 фунтов) на орбиту высотой 200 км (110 морских миль).
• Детальная проработка предложения по гиперзвуковому лайнеру не проводилась, поскольку оно не считалось приоритетным.

К моменту распада СССР проект шел полным ходом. Перестройка привела к снижению стоимости проекта. Однако к декабрю 1991 года многие элементы конструкции уже были изготовлены: силовая коробка крыла из никелевого сплава , часть фюзеляжа, криогенные топливные баки и композитные топливопроводы. Для сравнения: в то время американский проект X-30 застрял на попытке построить секцию фюзеляжа из титанового сплава. Ту-2000 могли построить 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 выставке Мосаэрошоу-92 . Высшее руководство страны обещало поддержать проект по поднятию престижа страны, но ничего не сделало. Вскоре финансирование вообще было прекращено.

В ценах 1995 года стоимость строительства одного Ту-2000 оценивалась в 450 миллионов долларов, а стоимость опытно-конструкторских работ - в 5,29 миллиарда долларов. При темпе 20 пусков в год стоимость одного пуска должна была составить 13,6 млн долларов. При адекватном финансировании проект можно было завершить за 13–15 лет, но в 1993 году Ту-2000 сняли.

Технические характеристики (Одноступенчатая конструкция вывода на орбиту)

Данные из

Общие характеристики

• Экипаж: два
• Грузоподъемность: 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 фута 8 дюймов)
• Максимальный взлетный вес: 280 000 кг (617 294 фунта)
• Силовая установка: 7 жидководородных двигателей с жидким кислородным окислителем, 4 турбореактивных двигателя , 1 ГПВРД и 2 ракеты.

Производительность

• Максимальная скорость: 25 Маха (на орбите).

Внешние ссылки

• КОСМИЧЕСКИЙ ТРАНСПОРТ: Гиперсамолет Ту-2000 – Россия
• «Ту-2000» . Энциклопедия астронавтики . Марк Уэйд. Архивировано из оригинала 28 декабря 2016 года . Проверено 28 августа 2019 г. Разработка этого советского аналога американского одноступенчатого ГПВРД Х-30 началась в 1986 году.