Tu-2000 | |
---|---|
Type | rumfartsbomber |
Udvikler | → OKB Tupolev |
Fabrikant | Tupolev |
Status | Annulleret |
Enheder produceret | 0 |
Muligheder | -360 |
Mediefiler på Wikimedia Commons |
Tu-2000 er et sovjetisk projekt af et rumfartsbombefly , skabt på Tupolev Design Bureau . Arbejdet med projektet begyndte i 1970'erne. I løbet af perestrojka- årene blev projektomkostningerne skåret ned. På grund af manglende finansiering blev projektet afklassificeret og overført til et kommercielt grundlag. Men det var ikke muligt at tiltrække investorer, og projektet blev fastfrosset.
Arbejdet med projektet begyndte i 1970'erne. Tupolev Design Bureau begyndte udviklingen af et rumfartsfly med en affyringsvægt på cirka 300 tons. Forskellige muligheder blev overvejet , såsom for eksempel en flydende brændstof raketmotor , et atomkraftværk , en plasma- eller ionmotor .
Årsagen til udseendet af de sovjetiske rumfartsstyrker var udseendet af "Space Shuttle" . Værkerne blev aktiveret i 1981. Tre år senere blev der foreslået et rumfartssystem baseret på et et-trins orbitalfly med en raketmotor med flydende drivmiddel, som kunne opsendes både fra jorden og fra luftfartsfly . Men snart, for at øge effektiviteten og øge brændstofforsyningen, blev der foreslået en variant med et kombineret kraftværk ( turbojetmotor + ramjetmotor + raketmotor ), som blev prototypen på Tu-2000.
Flyet var lavet efter " haleløse " skemaet , havde en motor placeret under skroget og en deltavinge med lille forlængelse . Centrum for designet var kraftværket, som omfattede:
Installationen af et stort antal motorer skyldtes kravene om maksimal effektivitet i forskellige tilstande. Det meste af flyets volumen var optaget af brændstoftanke med flydende brint . Besætningen på to var placeret i den forreste skrog. Det automatiske besætningsredningssystem sørgede for redning i højder fra nul til maksimum. Stævnen, inklusive cockpittet, var aftagelig. To muligheder blev overvejet: en faldskærmsreddet kabine og udkastningsflysæder .
Elektronisk udstyr var placeret bag cockpittet. Næselandingsstellet blev trukket tilbage i samme rum . Brændstoftanken med flydende brint optog midten og bagsiden af skroget. Ilttanken , som blev brugt som oxidationsmiddel til raketmotoren, var placeret i halekroppen . Flydende brint blev brugt som brændstof til alle motorer og kom fra et enkelt brændstofsystem .
Landingsstellet blev foreslået udført i henhold til det normale tre-søjleskema med et næsehjul: Hovedstiverne var enkelthjulede, trukket tilbage i skrogrummene; den forreste søjle havde tvillingehjul med lille diameter med højt tryk.
VKS skulle lette fra standardbaner op til 3 km lange, vende om med subsonisk hastighed efter start for at komme til et givet startpunkt for acceleration og før landing for at lande på en given flyveplads ; skifte base flyvepladser; accelerer til den ønskede hastighed og højde, op til at nå en cirkulær bane ; udføre gentagne orbitale manøvrer ; udføre orbital autonom flyvning, der varer op til en dag; at udføre krydstogtflyvning i atmosfæren ved hypersoniske hastigheder ; sænke farten og gå ned, når du vender tilbage fra kredsløb; manøvre under acceleration til orbitalparametre og nedstigning; ændre parametrene for kredsløbet.
Oplysninger om det amerikanske projekt Rockwell X-30 , som blev arbejdet på som en del af NASP-projektet (National Aero-Space Plane), bidrog til at accelerere arbejdet. I 1986 blev der udstedt to regeringsdekreter om udvikling af et lignende projekt. Den 1. september samme år udstedte Forsvarsministeriet kommissoriet for en et-trins genanvendelig VKS, der er i stand til at løse problemer i atmosfæren og nær rummet og udføre højhastigheds interkontinental transatmosfærisk transport.
Projektet skulle gennemføres i to faser:
På tidspunktet for Sovjetunionens sammenbrud var arbejdet med projektet i fuld gang. Omstruktureringen medførte lavere omkostninger for projektet. Men i december 1991 var mange strukturelle elementer allerede blevet fremstillet: en nikkellegeringsvingeboks , en del af skroget, kryogene brændstoftanke, kompositbrændstofledninger. Til sammenligning sad det amerikanske X-30-projekt på det tidspunkt fast på konstruktionen af skrogsektionen. Tu-2000-projektet kunne have været gennemført i 2000, men situationen omkring projektet har ændret sig.
På grund af den manglende finansiering i sommeren 1992 blev projektet afklassificeret og blev tvunget til at blive overført til et kommercielt grundlag. Layoutet af MVKS blev præsenteret på Mosaeroshow-92 udstillingen . Den øverste ledelse af landet lovede at støtte projektet for at hæve landets prestige, men gjorde intet. Snart blev finansieringen helt stoppet.
Projektet er i øjeblikket sat i bero. I 1995-priser kostede en Tu-2000 $450 millioner, mens udviklingsomkostningerne beløb sig til $5,29 milliarder. Med 20 lanceringer om året skulle prisen på én lancering være $13,6 millioner. Med den nødvendige finansiering vil projektet kunne gennemføres på 13-15 år. Projektet med den amerikanske analog af X-30 blev også indskrænket i 1992 på grund af opsigelse af finansiering, og i 1993 blev programmet lukket fuldstændigt.
Karakteristika for Tu-2000 | Mulighed | ||
---|---|---|---|
Tu-2000A | Tu-2000 (MVKS) | Tu-2000B | |
Mandskab | 2 | ||
Dimensioner | |||
skroglængde, m | 55-60 | 100 | |
Vingefang, m | fjorten | 40,7 | |
Vingeareal, m² | 160 | 1250 | |
Vingefej langs forkanten | 70° | ||
Masser | |||
Takeoff, tons | 70-90 | 260 | 350 |
tom | 40 | 200 | |
Masse af nyttelast sat i kredsløb (banehøjde op til 200 km), tons |
8-10 | ||
Power point | |||
Motorer | TRD + scramjet | 8 turbojet + scramjet + raketmotor | 6 turbojet + scramjet |
Drivkraft, kgc | 90.000 | ||
Fuld brændstofforsyning, tons | 35-50 | ||
Flydata (estimeret) | |||
Flyvehastighed, M | 5-6 | 15-25 | 6 |
Flyvehøjde, km | tredive | 60-200 | tredive |
Praktisk rækkevidde, km | 10.000 |
Design Bureau "Tupolev" | Aircraft|
---|---|
ANT-serien |
|
Militær |
|
Passager | |
Padder | |
Ubemandet | |
Projekter |