Взлёт 2007 07

Непосредственно по «космической» части МАКС, т.е. по орбитальной ступени и подвесному баку, выпущены эскизный проект и комплект конструкторской документации. Изготовлены полноразмерные макеты составных частей и двигателей. В свое время на заводе «Южмаш» в Днепропетровске был изготовлен и макетный подвесной бак. Увы, в условиях финансового «голода» он был утилизирован в металлолом. По расчетам, кратность использования компонентов системы составит: по планеру орбитальной ступени – 100 раз, по ЖРД РД-701 – до 15 раз, по самолету-носителю Ан-225 – 1000 раз. В ходе 9-летней производственной программы запланировано проведение широкомасштабных НИОКР с постройкой опытных образцов системы – трех орбитальных самолетов и 12 внешних топливных баков (ВТБ). В качестве производственной базы для изготовления орбитальных самолетов, вероятно, рассматривается Тушинский машиностроительный завод (Москва), имеющий необходимый опыт многоразовых космических кораблей «Буран» (в период 1985-1992 гг. здесь было построено в общей сложности 11 таких изделий).

Основные характеристики авиационно-космической системы МАКС

Вариант системы	ОС-П	ОС-Б	МАКС-Т	МАКС-М
Взлетная масса системы на ВПП, т	620	620	620	620
Стартовая масса второй ступени, т	275	275	275	275
Масса орбитального самолета, т	26,9	26,9
Масса полезного груза, выводимого на орбиту высотой 200 км, т:
- с наклонением i=51°	8,3	9,5	18	5,5
- с наклонением i=28°			19
- с наклонением i=0°			19,5	7,0
Масса полезного груза, выводимого на орбиту с наклонением i=51°, т:
- высотой 400 км	6,9	8,0	17,3
- высотой 800 км	4,3	5,4	16,1
Масса полезного груза, выводимого на геостационарную орбиту (Н=36 000 км, i=0°)			до 5,0
Диапазон высот рабочих орбит, км	140-1500	140-1500	140­36 000
Длина отсека полезного груза, м	6,8	8,7	13	7
Диаметр отсека полезного груза, м	2,6	2,7	5	4,6
Диапазон возможных наклонений орбит,°:
- широта точки старта 46°	28-97	28-97	28-97
- широта точки старта 18°	0-97	0-97	0-97
Боковая дальность при спуске с орбиты, км	до 2000	до 2000		до 1200
Посадочная скорость ОС, км/ч, не более	330	330		330
Экипаж, чел.	2	-	-
Длина отсека полезного груза, м	6,8	8,7	13	7
Диаметр отсека полезного груза, м	2,6	2,7	5	4,6
Продолжительность полета, сут.	5	30

Основные параметры трехкомпонентного двухрежимного ЖРД РД-701

	1-й режим	2-й режим
Тяга в вакууме, кН	2х2000,6	2х784,5
Удельный импульс в вакууме, м/с	4071	4532
Удельный импульс на старте (М=0,8, Н=10 км), с	3845
Расход топлива, кг/с:
- кислород	388,4	148,5
- водород	29,5	24,7
- керосин	73,7
Коэффициент расширения	70/170	170
Давление в камере сгорания, бар	300*	150
Максимальный диаметр сопла, м	2,4
Масса двигателя, кг	1923
* в настоящее время, с целью увеличения надежности двигателя, параметр пересматривается

Пилотируемый орбитальный самолет (ОС-П) Многоцелевой авиационно-космической системы МАКС (проект 1994 г.)

В ЦАГИ по теме МАКС проведено свыше 10 тыс. аэродинамических испытаний. А научно-экспериментальный задел по программе «Буран» (а этот задел широко использован в проекте МАКС) достигает почти 80 тыс. «трубных» экспериментов.