Organizzazione | Programma spaziale dell'URSS |
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Massa | 275 tonnellate (senza l'aereo da trasporto) |
Payload (orbita bassa) | 7.000 a 18.000 kg (a seconda della versione) |
Data di fine del programma | 1991 |
Equipaggio | 2 persone (versioni con equipaggio) |
Numero di voli | No |
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I MAKS sistema aerospaziali (in russo : МАКС per " Многоцелевая Авиационно-Космическая Система " che significa "Sistema Aerospace multi-purpose / multi-purpose") era un progetto sovietico di veicoli spaziali a due stadi lanciato da un aereo , il cui sviluppo è iniziato nel 1988 , ma è stato cancellato nel 1991 .
L'obiettivo principale del progetto era quello di dividere per dieci il costo di mettere in orbita un carico utile con una massa di sette tonnellate, effettuando lanci utilizzando un velivolo molto grande An-225 - poi ridisegnato An-325 - e limitando l'uso di elementi non riutilizzabili, come hanno fatto gli americani con il loro programma space shuttle . L'altro vantaggio del progetto era quello di consentire ai sovietici di lanciare veicoli spaziali praticamente da qualsiasi parte del globo, con l'Antonov che si comportava come una piattaforma di lancio mobile. E 'diventato quindi possibile lanciare i satelliti dal all'equatore senza avere una base di spazio vicino all'equatore.
Sono state proposte tre varianti del progetto, con un primo volo previsto intorno al 2008 , ma l' Unione Sovietica è crollata prima che potesse essere completata. Tuttavia, la sua fase sperimentale è ad oggi l'unica implementazione efficace di un motore Triergol . Il design della navetta spaziale sovietica Buran , che ha effettuato il suo unico volo15 novembre 1988, era anche collegata al progetto.
Realizzato dal produttore sovietico NPO Molniya (ru) , lo sviluppo del progetto MAKS - designato internamente 9A-1048 - è iniziato all'inizio degli anni '80 sotto la direzione di Gleb Lozino-Lozinskiy (ru) , sulla base dei programmi di lezioni tecniche apprese Spiral ( Спираль ), BOR ( БОР ) e persino Buran (che non aveva ancora volato). Di una tecnologia molto particolare, è stata presentata per la prima volta al pubblico alla fine degli anni '80 .
Tra il 1976 e il 1981 , si è notato che il lancio del velivolo Spiral da un grande aereo da trasporto era fattibile e avrebbe avuto un costo molto inferiore rispetto alla vecchia soluzione considerata, che utilizzava un lanciatore supersonico . I progettisti hanno poi notato che un aereo spaziale di dimensioni ridotte avrebbe offerto molti vantaggi rispetto allo space shuttle Buran , allora in fase di sviluppo. Tra questi vantaggi, il sistema offriva tempi di implementazione e manutenzione ridotti, maggiore flessibilità di missione e una più ampia gamma di orbite utilizzabili. Aveva lo scopo di lanciare carichi utili in orbita, lavorare su satelliti già in orbita e rimandare carichi utili sulla Terra.
In diversi punti, il concetto MAKS è stato considerato di gran lunga superiore ai concetti denominati " sistema 49 " e " Bizan ", il progetto di tipo SSTO che consente il rilascio del serbatoio del propellente nell'oceano di fronte al sito di lancio, mentre per il sistema 49 , i lanci erano possibili solo da posizioni che permettevano alle prime fasi di ripiegare oltre 2.000 km . Inoltre, il MAKS era più riutilizzabile del Bizan , perché tutti i motori utilizzati sono stati recuperati, solo il serbatoio esterno è stato distrutto dopo la missione (come per lo space shuttle americano). Infine, la disponibilità dell'aereo da trasporto An-225 ha permesso di progettare un aereo spaziale di dimensioni maggiori.
Il primo schizzo del progetto MAKS utilizzava tre motori a razzo NK-45 , bruciando una miscela criogenica di ossigeno e idrogeno liquido e sviluppando una spinta unitaria di circa 900 kN nel vuoto . Con una massa di lancio di 250 tonnellate, avrebbe dovuto consentire di mettere in orbita bassa un carico utile di 7 tonnellate. Durante la progettazione, il motore triergol RD-701 (ru) ( russo : РД-701 ) è stato scelto per sostituire l' NK-45 . I propellenti a densità più elevata da lui utilizzati sono stati efficaci nel ridurre le dimensioni e la massa del serbatoio esterno, il che ha permesso di aumentare la massa massima del carico utile a 8,4 tonnellate.
Gli studi hanno indicato che l'angolo di lancio ottimale per il MAKS era di 45 ° , ma per ottenere un tale angolo di attacco con un aereo grande quanto l' An-225 , era necessario aggiungere un motore a razzo , un'idea difficilmente accettabile per i progettisti perché avrebbe anche penalizzato la massa lorda dell'aereo spaziale MAKS. Sono stati finalmente trovati un layout e una geometria del serbatoio e dell'orbiter che hanno consentito di ottenere buone condizioni di rilascio senza richiedere l'aggiunta di un motore a razzo sul velivolo da trasporto Antonov. Ulteriori modifiche sono state applicate al serbatoio esterno, poiché la disposizione iniziale dei serbatoi di propellente all'interno di quest'ultimo ha applicato vincoli strutturali indesiderabili all'aereo da trasporto e ha complicato le operazioni di separazione tra esso e l'orbiter. Il risultato finale è stato una configurazione in cui la navicella è stata inclinata leggermente verso l'alto e "ha spinto" in orbita il suo serbatoio esterno. Questa soluzione scelta ha offerto il miglior compromesso tra massa e resistenza strutturale, ha reso efficace la separazione tra il vettore aereo e l'orbiter, quindi ha anche consentito l'installazione di sedili eiettabili per l'equipaggio dell'aereo spaziale per far fronte alle situazioni di emergenza più catastrofiche.
Realizzati da Molniya e 70 subappaltatori, gli studi preliminari del progetto MAKS, composto da 220 volumi, sono stati completati nel 1988 . In questo progetto, l'aereo da trasporto Antonov An-225 - già utilizzato per il trasporto di Buran , poi programmato di evolversi in An-325 -, che fungeva anche da aereo da trasporto "normale", aveva la particolarità di servire da rampa di lancio. per il veicolo spaziale, svolgendo poi il ruolo normalmente assegnato a un primo stadio su un razzo convenzionale. La nave potrebbe quindi essere aspirata dalla Antonov ad un'altitudine di 9000 m , una velocità iniziale di 900 km / h e con una spinta di 3900 k N . La parte che interpretava il ruolo di secondo piano - la “parte spaziale” in senso stretto - è stata invece declinata in tre versioni:
Nelle versioni con piano orbitale ( MAKS-OS-P e MAKS-M ), il carico utile posto in orbita terrestre bassa doveva essere di 7 tonnellate. Se il set lanciato dall'Antonov era uno stadio di razzo monouso convenzionale ( MAKS-T ), il carico utile è aumentato a 18 tonnellate in orbita bassa, o 5.000 kg in orbita geostazionaria . Al decollo, tutte le versioni messe insieme, tutti gli elementi costituenti il secondo stadio - la “parte spaziale” - del sistema MAKS avevano una massa di 275 tonnellate. Compreso l'aereo da trasporto, il peso al decollo dell'intero pacchetto MAKS era di 620 tonnellate. Solo gli aerei - vettore e orbiter - erano riutilizzabili; il serbatoio esterno, quando presente, era monouso.
L'obiettivo principale del progetto MAKS era il posizionamento in orbita di merci ed equipaggi, anche destinati alle stazioni spaziali . A causa della natura del lanciatore e del suo principio di funzionamento, il sistema potrebbe essere utilizzato anche per situazioni di emergenza in diverse orbite, per il salvataggio di equipaggi o attrezzature, per la riparazione di un modulo abitativo danneggiato, esperimenti vari. Scienziati, missioni di intelligence militare o monitoraggio ambientale durante i disastri naturali .
Un importante vantaggio di questa modalità di lancio aereo era l'assenza della necessità di una base di lancio . L'aereo da trasporto e il suo carico utile "spaziale" potrebbero decollare da aeroporti convenzionali - di dimensioni ragionevoli - richiedendo semplicemente la presenza di apparecchiature di supporto tecnico e il rifornimento dei vari componenti del MAKS. L'altro vantaggio del sistema MAKS era l'uso di propellenti relativamente poco inquinanti, incluso per il suo motore triergol multimodale RD-701 (ru) (in russo : РД-701 ), che utilizzava solo una miscela di RP-1 / idrogeno liquido e ossigeno liquido .
Lo sviluppo del progetto è stato autorizzato ma annullato nel 1991 , quando i modelli dell'orbiter e del serbatoio esterno erano già stati completati. È stato testato un motore sperimentale di circa 90 kN di spinta e utilizzando 19 iniettori , dimostrando in 50 prove il suo buon funzionamento nelle sue due modalità e una transizione graduale tra di loro. Di fronte alle promesse del programma, in particolare una riduzione dei costi in orbita di un fattore dieci, i progettisti del progetto MAKS speravano ancora di trovare fondi per il suo sviluppo. Se ciò fosse stato possibile, avrebbe dovuto volare già nel 1998 .
Nel 1993 e nel 1994 , su richiesta dell'Agenzia spaziale europea (ESA), Bristish Aerospace , Molniya, Antonov e TsAGI hanno realizzato il progetto di un dimostratore di aereo spaziale, con il nome di progetto RADEM. Questo, noto anche come MAKS-D (in russo : МАКС-Д , per " Демонстратор ", che significa dimostratore "), era una versione ridotta e senza pilota del velivolo MAKS originale, per utilizzare un motore a razzo esistente.: A singolo RD-120 - motore che spinge lo stadio superiore del lanciatore medio Zenit -, bruciando una classica miscela di ossigeno liquido e RP-1 . Lanciato dall'An-225 , il MAKS-D doveva raggiungere un'altitudine compresa tra 80 e 90 km e una velocità compresa tra Mach 14 e Mach 15 .
L'aereo sperimentale ES (in russo : "ЭC" , per " Экспериментальный Cамолет ", che significa "aereo sperimentale") avrebbe avuto una massa di lancio di 56 tonnellate, comprese 45 tonnellate di propellenti . Avrebbe volato a velocità ipersonica su una distanza di 1.500 km , quindi sarebbe tornato ad atterrare automaticamente sulla sua base di lancio. È stato offerto in tre versioni: La prima mirava a testare gli algoritmi di volo, i materiali e la riusabilità del motore dei progetti MAKS-M e I-HOTOL - un progetto britannico per un lanciatore orbitale monostadio anch'esso riutilizzabile sviluppato in collaborazione tra i due paesi -. Il piano orbitale aveva una lunghezza di 38 metri ed un'apertura alare di 24 m . La seconda versione era simile ma modificata per testare i ramjet a combustione supersonica , noti anche come " scramjets ".
La terza versione, che doveva essere l'ultima, era un aereo orbitale con una capacità di carico di due tonnellate di carico utile. La differenza con il MAKS-T era che il sistema MAKS-D era dotato di un primo stadio del motore a razzo per il lancio denominato "RS" (per " Rocket Stage "), dotato di un motore europeo HM-7B - utilizzato per gli stadi superiori di molti razzi Ariane - operanti con la miscela LOX / LH2 . Quest'ultimo doveva accendersi cinque secondi dopo il rilascio dall'aereo portante Antonov e funzionare in parallelo con i motori a razzo RD-120 installati sul MAKS-D . Dopo l'esaurimento dei propellenti contenuti dallo stadio RS, quest'ultimo doveva essere rilasciato e il piano orbitale doveva continuare la sua ascesa verso l'orbita da solo. Questa operazione era simile a quella dei primi concetti del lanciatore sperimentale X-34 della NASA . Questa versione finale del MAKS-D era destinata a posizionare un carico utile di 2000 kg in un'orbita di 200 km con un'inclinazione di 51 ° .
Il progetto MAKS ha ricevuto una medaglia d'oro - con lode - e un premio speciale dal Primo Ministro belga nel 1994 , alla Fiera mondiale delle invenzioni, della ricerca scientifica e delle innovazioni industriali “ Eureka-94 ”, tenutasi a Bruxelles .
Nel giugno 2010, Dopo il primo volo dell'X-37B US , il russo ha contemplato il rilancio del programma MAKS.
Nel agosto 2012, il canale russo RIA Novosti dichiara in un articolo che le compagnie russe Moniya ed EMZ ( ЭМЗ , Экспериментальный машиностроительный завод ) stavano lavorando alla realizzazione di un progetto di aeroplano spaziale per la realizzazione di voli turistici suborbitali. Ciò includeva alcune caratteristiche e alcuni elementi sviluppati durante i programmi Buran e MAKS. Già nel 2006, anche altre società russe stavano lavorando alla progettazione di sistemi aviotrasportati simili al sistema MAKS. In Ucraina , il progetto si è sviluppato sotto forma di altri sistemi aviotrasportati, come Svityaz , Oril e Soura .
Il sistema aerospaziale MAKS, nella sua versione con equipaggio MAKS-OS-P , aveva una massa totale al decollo di 620 tonnellate ed era costituito da tre componenti principali:
Il carico utile massimo era di 6.600 kg per un'orbita polare a un'altitudine di 400 km . Nel 1985 , l'unità del sistema MAKS pronto per una missione costava 113 milioni di dollari (o 269 milioni nel 2021).
Durante un lancio MAKS, il vettore Antonov An-225 e il suo stadio spaziale dovevano decollare da un aeroporto delle dimensioni corrette, quindi raggiungere il punto preciso sopra la Terra dove doveva essere lanciato lo stadio orbitale del sistema MAKS. Se il punto di lancio si trovava entro 1.000 km dalla base, l'aereo stava volando con le proprie riserve di carburante. Ci si aspettava che avrebbe effettuato un rifornimento in volo nel caso in cui avesse dovuto raggiungere una posizione equatoriale per eseguire il lancio. Le coordinate geografiche del lancio sono state dettate direttamente dai parametri di orbita richiesti.
Ad un'altitudine di circa 8700 m , l'aereo ha dovuto eseguire una manovra di pre-lancio, con l'obiettivo di presentare la navicella nella configurazione ideale per la caduta, con l'altitudine, il vettore di velocità e l'angolo ottimali. Questa manovra consisteva in un leggero nose- down, riducendo l'altitudine a 6.800 m su una distanza di 7 km , quindi in un nose-up, durante il quale l'aereo è salito a 8.600 me una velocità di 900 km / h . la procedura di rilascio è stata quindi avviata e il motore a razzo RD-171 dell'orbiter doveva essere acceso.
Una volta raggiunto l'angolo di lancio ideale, è stata avviata una procedura per separare l'aereo spaziale e il suo serbatoio esterno dall'aereo portante. L'assemblea spaziale doveva quindi iniziare la sua ascesa in orbita , mentre l' An-225 tornava alla sua base. La fase di lancio dell'aereo spaziale consisteva in due fasi:
Dopo la separazione, il palco spaziale ha volato lungo la sua traiettoria di lancio, mentre l'aereo da trasporto è tornato al volo orizzontale livellato a 8.200 ma 20 km dal punto di partenza della manovra, dopo aver raggiunto una quota di 8.800 m , quindi è ripartito verso la sua sede aeroporto. Quando il palcoscenico spaziale ha raggiunto una velocità prossima all'orbita, si è liberato del serbatoio esterno, che è ricaduto ed è stato distrutto dalle sollecitazioni subite durante il rientro atmosferico . La traiettoria è stata comunque scelta in modo che gli elementi del serbatoio sopravvissuti al rientro ricadessero nell'oceano. Dopo la separazione del serbatoio esterno, il piano orbitale ha avviato i motori del suo sistema di manovra orbitale e ha finalizzato la circolarizzazione dell'orbita sui suoi serbatoi interni.
Una volta completata la missione, il velivolo ha ruotato di 180 ° e ha riacceso i motori di manovra, in modo da ridurne la velocità e abbassare la traiettoria. Ha quindi eseguito un rientro atmosferico in planata controllata ed è sceso per tornare al suo aeroporto di origine.
Per i progettisti del progetto, il versatile sistema MAKS doveva presentare notevoli vantaggi rispetto ai sistemi già utilizzati fino ad allora dall'Unione Sovietica o da altre agenzie spaziali mondiali:
MAKS OS-P | MAKS-OS-B | MAKS-T | MAKS-M | |
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Peso al decollo (dall'aeroporto) | 620 tonnellate | |||
Massa dell'assemblaggio spaziale (quando rilasciato dall'aereo da trasporto) | 275 tonnellate | |||
Massa orbitante | 26,9 tonnellate | |||
Carico utile (orbita 200 km ) : | ||||
• Inclinazione di 51 ° | 8,3 tonnellate | 9,5 tonnellate | 18 tonnellate | 5,5 tonnellate |
• Inclinazione di 28 ° | 19 tonnellate | |||
• Inclinazione 0 ° ( equatore ) | 19,5 tonnellate | 7 tonnellate | ||
Carico utile (inclinazione di 51 ° ) : | ||||
• Altitudine di 400 km | 6,9 tonnellate | 8 tonnellate | 17,3 tonnellate | |
• Altitudine di 800 km | 4,3 tonnellate | 5,4 tonnellate | 16,1 tonnellate | |
• Orbita geostazionaria ( altitudine 36.000 km , inclinazione 0 ° ) | fino a 5 tonnellate | |||
Membri della squadra | 2 | nessuno (versioni senza pilota) | ||
Intervallo di altitudine orbitale | Da 140 a 1.500 km | Da 140 a 36.000 km | ||
Lunghezza vano di carico utile | 6,8 m | 8,7 m | 13 m | 7 m |
Diametro vano di carico utile | 2,6 m | 2,7 m | 5 m | 4,6 m |
Gamma di inclinazione orbitale: | ||||
• Latitudine iniziale di 46 ° | Da 28 a 97 ° | |||
• Latitudine iniziale di 18 ° | Da 0 a 97 ° | |||
Scostamento laterale quando si ritorna a terra | fino a 2.000 km | nessuno (versione non riutilizzabile) | fino a 1.200 km | |
Velocità di atterraggio | + 330 km / h | + 330 km / h | ||
Durata della missione | 5 giorni | 30 giorni |
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