Tu-2000

Tu-2000  je sovětský projekt leteckého bombardéru , vytvořený v Tupolev Design Bureau . Práce na projektu začaly v 70. letech 20. století. Během let perestrojky byly náklady na projekt sníženy. Kvůli nedostatku financí byl projekt odtajněn a převeden na komerční bázi. Nepodařilo se ale přilákat investory a projekt byl zmrazen.

Historie

Práce na projektu začaly v 70. letech 20. století. Tupolev Design Bureau zahájilo vývoj leteckého letounu se startovací hmotností přibližně 300 tun. Zvažovaly se různé možnosti, jako například raketový motor na kapalné palivo , jaderná elektrárna , plazmový nebo iontový motor .

Důvodem pro vzhled sovětských leteckých sil byl vzhled "Space Shuttle" . Práce byly aktivovány v roce 1981. O tři roky později byl navržen letecký systém založený na jednostupňovém orbitálním letadle s raketovým motorem na kapalné pohonné hmoty, který by mohl být startován ze země i z nosných letadel . Brzy však byla za účelem zvýšení účinnosti a zvýšení zásobování palivem navržena varianta s kombinovanou elektrárnou ( proudový motor + náporový motor + raketový motor ), která se stala prototypem Tu-2000.

Letoun byl vyroben podle " bezocasého " schématu , měl motor umístěný pod trupem a delta křídlo malého prodloužení . Centrem návrhu byla elektrárna, která zahrnovala:

• 4 proudové motory v zadní části trupu;
• hlavní urychlovací širokorozsahový nápor v zadní části trupu;
• 2 raketové motory pro manévrování na oběžné dráze.

Instalace velkého množství motorů byla způsobena požadavky na maximální účinnost v různých režimech. Většinu objemu letounu zabíraly palivové nádrže s kapalným vodíkem . Dvoučlenná posádka byla umístěna v přední části trupu. Automatický záchranný systém posádky zajišťoval záchranu ve výškách od nuly do maxima. Příď včetně kokpitu byla odnímatelná. Byly zvažovány dvě možnosti: kabina zachráněná padákem a vystřelovací sedadla letadla .

Elektronické vybavení bylo umístěno za pilotní kabinou. Příďový podvozek byl zatažen do stejného prostoru . Palivová nádrž s kapalným vodíkem zabírala střední a zadní část trupu. Kyslíková nádrž , která sloužila jako okysličovadlo pro raketový motor, byla umístěna v ocasní části trupu. Kapalný vodík se používal jako palivo pro všechny motory a pocházel z jediného palivového systému .

Podvozek byl navržen jako provedení podle normálního třísloupového schématu s příďovým kolem: hlavní vzpěry byly jednokolové, zatažené do trupových prostorů; přední sloupek měl dvojitá kola malého průměru s vysokým tlakem.

VKS měl vzlétnout ze standardních drah do 3 km, po vzletu se otočit podzvukovou rychlostí , aby se dostal na daný výchozí bod zrychlení a před přistáním, aby přistál na daném letišti ; změnit základní letiště; zrychlit na požadovanou rychlost a výšku až do dosažení kruhové oběžné dráhy ; provádět opakované orbitální manévry ; provádět orbitální autonomní let trvající až jeden den; provádět cestovní let v atmosféře nadzvukovou rychlostí ; zpomalit a sestoupit při návratu z oběžné dráhy; manévr při zrychlování na orbitální parametry a klesání; změnit parametry oběžné dráhy.

Ke zrychlení prací přispěly informace o americkém projektu Rockwell X-30 , na kterém se pracovalo v rámci projektu NASP (National Aero-Space Plane). V roce 1986 byla vydána dvě vládní nařízení o vývoji podobného projektu. Dne 1. září téhož roku vydalo Ministerstvo obrany zadání pro jednostupňovou opakovaně použitelnou VKS schopnou řešit problémy v atmosféře a blízkém vesmíru a provádět vysokorychlostní mezikontinentální transatmosférickou přepravu.

Projekt měl být realizován ve dvou etapách:

1. Vytvoření letounu Tu-2000A s letovou hmotností 70-90 tun a rychlostí Mach 6 ve výšce 30 km. Délka VKS měla být 60 m, náběh podél náběžné hrany  - 70 stupňů, rozpětí křídel  - 14 m.
2. Druhý stupeň předpokládal různé možnosti implementace: Tu-2000B, MVKS a osobní hypersonickou vložku:
   • Tu-2000B byl dvoumístný bombardér s letovým dosahem 10 000 km a vzletovou hmotností 350 tun. 6 motorů zajišťovalo rychlost 6 Mach ve výšce 30 km.
   • Varianta MVKS měla mít vzletovou hmotnost 260 tun, výšku letu více než 60 km a rychlost Mach 15-25. Na oběžnou dráhu s výškou 200 km by dokázala vynést náklad o hmotnosti 8-10 tun.
   • Podrobná studie projektu hypersonické vložky nebyla provedena, protože to nebylo považováno za prioritu.

V době rozpadu SSSR byly práce na projektu v plném proudu. Restrukturalizace vedla ke snížení nákladů na projekt. V prosinci 1991 však již bylo vyrobeno mnoho konstrukčních prvků: skříň křídla z niklové slitiny , část trupu, kryogenní palivové nádrže, kompozitní palivové potrubí. Pro srovnání, americký projekt X-30 se v té době zasekl na konstrukci části trupu. Projekt Tu-2000 mohl být realizován do roku 2000, ale situace kolem projektu se změnila.

Kvůli nedostatku financí v létě 1992 byl projekt odtajněn a byl nucen být převeden na komerční bázi. Uspořádání MVKS bylo prezentováno na výstavě Mosaeroshow-92 . Nejvyšší vedení země slíbilo, že projekt na zvýšení prestiže země podpoří, ale neudělalo nic. Brzy bylo financování zcela zastaveno.

Projekt je v současné době pozastaven. V cenách roku 1995 stál jeden Tu-2000 450 milionů dolarů, zatímco náklady na vývoj činily 5,29 miliardy dolarů. Při 20 startech ročně měly náklady na jeden start činit 13,6 milionů dolarů. S potřebnými finančními prostředky by mohl být projekt dokončen za 13-15 let. Projekt amerického obdoba X-30 byl také v roce 1992 z důvodu ukončení financování omezen a v roce 1993 byl program zcela uzavřen.

Výkonové charakteristiky [1]

Poznámky

1. ↑ Tu-2000 . Letecká základna . Získáno 16. září 2018. Archivováno z originálu 16. září 2018. (neurčitý)

Odkazy

• Orbitální bombardér Tu-2000 . astrotek.ru _ Staženo: 14. září 2018. (neurčitý)