Ту-2000 — советский проект воздушно-космического бомбардировщика, созданный в ОКБ Туполева. Работа над проектом началась в 1970-х годах. В годы перестройки расходы на проект были урезаны. Из-за недостатка финансирования проект был рассекречен и переведён на коммерческую основу. Но привлечь инвесторов не удалось и проект был заморожен.
История Работа над проектом началась в 1970-х годах. ОКБ Туполева начало разработку воздушно-космического самолёта со стартовой массой примерно 300 тонн. Рассматривались различные варианты, как, например, жидкостный ракетный двигатель на тепловыделяющих элементах, ядерная силовая установка, плазменный или ионный двигатель.
Причиной появления советских воздушно-космических сил стало появление «Space Shuttle». Работы активировались в 1981 году. Через три года была предложена авиакосмическая система на базе одноступенчатого орбитального самолёта с жидкостным ракетным двигателем, которая могла запускаться и с земли, и с самолётов-носителей. Однако вскоре для повышения экономичности и увеличения запаса топлива был предложен вариант с комбинированной силовой установкой (ТРД+ПВРД+ЖРД), который и стал прообразом Ту-2000.
Самолёт был выполнен по схеме «бесхвостка», имел расположенный под фюзеляжем двигатель и треугольное крыло малого удлинения. Центром конструкции стала силовая установка, которая включала: 4 ТРД в хвостовой части фюзеляжа; основной разгонный широкодиапазонный ПВРД в задней части фюзеляжа; 2 ЖРД для маневрирования на орбите.
Установка большого числа двигателей была обусловлена требованиями максимальной экономичности на различных режимах. Большая часть объёма самолёта была занята топливными баками с жидким водородом. Экипаж из двух человек располагался в носовой части фюзеляжа. Система автоматического спасения экипажа обеспечивала спасение на высотах от нулевой до максимальной. Носовая часть, включая кабину, была отделяемой. Рассматривались два варианта: спасаемая на парашюте кабина и катапультируемые самолётные сиденья.
Радиоэлектронное оборудование располагалось за кабиной экипажа. В этот же отсек убиралась носовая стойка шасси. Топливный бак с жидким водородом занимал среднюю и заднюю части фюзеляжа. Бак с кислородом, который использовался как окислитель для ЖРД, располагался в хвосте фюзеляжа. Жидкий водород использовался как горючее для всех двигателей и поступал из единой топливной системы.
Шасси предлагалось исполнить по нормальной трёхстоечной схеме с носовым колесом: основные стойки одноколёсные, убирались в отсеки фюзеляжа; передняя стойка имела спаренные колёса малого диаметра с высоким давлением.
ВКС должен был взлетать со стандартных взлётно-посадочных полос длиной до 3 км, на дозвуковой скорости разворачиваться после взлёта, чтобы попасть в заданную точку начала разгона и перед посадкой, чтобы сесть на заданный аэродром; менять аэродромы базирования; разгоняться до нужной скорости и высоты, вплоть до выхода на круговую орбиту; выполнять неоднократные орбитальные маневры; выполнять орбитальный автономный полёт продолжительностью до суток; выполнять крейсерский полёт в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями; тормозить и снижаться при возвращении с орбиты; маневрировать при разгоне до орбитальных параметров и снижении; менять параметры орбиты.
Ускорению работ способствовала информация об американском проекте Rockwell X-30, над которым шла работа в рамках проекта NASP (National Aero-Space Plane). В 1986 году были изданы два постановления правительства о разработке аналогичного проекта. 1 сентября того же года Министерством обороны было выпущено техническое задание на одноступенчатый многоразовый ВКС, способный решать задачи в атмосфере и ближнем космосе и выполнять скоростную межконтинентальную трансатмосферную транспортировку.
Реализовать проект предполагалось в два этапа: Создание самолёта Ту-2000А с полётной массой 70-90 тонн и скоростью 6 Мах на высоте 30 км. Длина ВКС должна была составить 60 м, стреловидность по передней кромке — 70 градусов, размах крыла — 14 м. Второй этап предполагал различные варианты реализации: Ту-2000Б, МВКС и пассажирский гиперзвуковой лайнер: Ту-2000Б представлял собой двухместный бомбардировщик, имевший дальность полёта 10 тысяч км и взлётный вес 350 тонн. 6 двигателей обеспечивали скорость 6 Мах на высоте 30 км. Вариант МВКС должен был иметь взлётный вес 260 тонн, высоту полёта более 60 км и скорость 15-25 Мах. Он смог бы выводить нагрузку 8-10 тонн на орбиту высотой 200 км. Детальная проработка проекта гиперзвукового лайнера не проводилась, поскольку не считалась приоритетной.
К моменту распада СССР работы над проектом были в разгаре. Перестройка привела к снижению расходов на проект. Тем не менее, к декабрю 1991 года были уже изготовлены многие элементы конструкции: кессон крыла из никелевого сплава, часть фюзеляжа, криогенные топливные баки, композитные топливопроводы. Для сравнения, американский проект Х-30 в это время застрял на постройке секции фюзеляжа. Проект Ту-2000 мог быть реализован к 2000 году, но ситуация вокруг проекта изменилась.
Ввиду отсутствия финансирования летом 1992 года проект рассекретили и вынуждены были перевести на коммерческую основу. Макет МВКС был представлен на выставке «Мосаэрошоу-92». Высшее руководство страны обещало поддержать проект для поднятия престижа страны, но ничего не сделало. Вскоре финансирование было прекращено вовсе.
В настоящее время проект заморожен. В ценах 1995 года один Ту-2000 стоил 450 млн долларов, а затраты на опытно-конструкторские работы составляли 5,29 млрд долларов. При 20 пусках в год стоимость одного пуска должна была составить 13,6 млн долларов. При наличии необходимого финансирования проект можно было бы завершить за 13-15 лет. Проект американского аналога Х-30 также был свёрнут в 1992 году по причине прекращения финансирования, а в 1993 году программа была закрыта окончательно.
Тактико-технические характеристики Характеристики Ту-2000 Вариант Ту-2000А Ту-2000 (МВКС) Ту-2000Б Экипаж 2 Размеры Длина фюзеляжа, м 55—60 100 Размах крыла, м 14 40,7 Площадь крыла, м² 160 1250 Стреловидность крыла по передней кромке 70° Массы Взлётная, тонн 70—90 260 350 Пустого 40 200 Масса полезной нагрузки,выводимой на орбиту (высота орбиты до 200 км), тонн 8—10 Силовая установка Двигатели ТРД + ГПВРД 8 ТРД + ГПВРД + ЖРД 6 ТРД + ГПВРД Тяга, кгc 90000 Полный запас топлива, тонн 35—50 Лётные данные (расчётные) Скорость полёта, M 5—6 15—25 6 Высота полёта, км 30 60—200 30 Практическая дальность, км 10 000
Примечания
Ссылки
Категория:Бесхвостка Категория:Нереализованные проекты самолётов