MAKS Aerospace System

MAKS

Egenskaber

Organisation	Sovjetunionens rumprogram
Masse	275 tons (uden transportfly)
Nyttelast (lav bane)	7.000 til 18.000  kg (afhængigt af version)
Program slutdato	1991
Mandskab	2 personer (bemandede versioner)

Forestillinger

Antal flyvninger	Ingen

De rumfart systemet MAKS (i russisk  : МАКС for "  Многоцелевая Авиационно-Космическая Система  " som betyder "System Aerospace multi-purpose / multi-purpose") var et projekt sovjetisk af to-trins rumfartøjer lanceret fra et fly , hvis udvikling begyndte i 1988 , men blev aflyst i 1991 .

Hovedmålet med projektet var at dividere omkostningerne ved at sætte en nyttelast med en masse på syv tons i kredsløb ved ti ved at lancere ved hjælp af et meget stort fly An-225 - derefter redesignet An-325  - og begrænse brugen af ikke-genanvendelige elementer, som amerikanerne gjorde med deres program- rumfærge . Den anden fordel ved projektet var at give sovjeterne mulighed for at lancere rumfartøjer stort set hvor som helst på kloden, hvor Antonov opførte sig som en mobil affyringsrampe. Det blev derefter muligt at starte satellitter fra ækvator uden at have en pladsbase tæt på ækvator.

Tre varianter af projektet blev foreslået, med en første flyvning planlagt til omkring 2008 , men Sovjetunionen kollapsede, før den kunne afsluttes. Imidlertid er dens eksperimentelle fase til dato den eneste effektive implementering af en triergolmotor . Designet af den sovjetiske rumfærge Buran , som tog sin eneste flyvning videre15. november 1988, var også knyttet til projektet.

Undfangelse og udvikling

Første skitser

Udført af den sovjetiske producent NPO Molniya  (ru) begyndte udviklingen af ​​MAKS-projektet - internt udpeget 9A-1048  - i begyndelsen af 1980'erne under ledelse af Gleb Lozino-Lozinskiy  (ru) baseret på de tekniske lektioner, der blev lært programmerne Spiral ( Спираль ), BOR ( БОР ) og endda Buran (som endnu ikke var fløjet). Af en meget bestemt teknologi blev den præsenteret for første gang for offentligheden i slutningen af 1980'erne .

Mellem 1976 og 1981 blev det bemærket, at lancering af Spiral- fly fra et stort transportfly var muligt og ville have en langt lavere pris end den gamle løsning, der blev betragtet, som brugte et supersonisk løfteraket . Designerne bemærkede derefter, at et rumplan med reducerede dimensioner ville tilbyde mange fordele i forhold til rumfærgen Buran , der var under udvikling. Blandt disse fordele tilbød systemet reducerede implementerings- og vedligeholdelsestider, større missionsfleksibilitet og en bredere vifte af anvendelig bane. Det var meningen at lancere nyttelast i kredsløb, arbejde på satellitter, der allerede er i kredsløb, og sende nyttelast tilbage til Jorden.

På flere punkter blev MAKS-konceptet anset for at være meget bedre end de begreber, der blev betegnet "  system 49  " og "  Bizan  ", SSTO-typedesignet, der tillod drivmiddelbeholderen at blive frigivet i havet overfor lanceringsstedet, hvorimod for system 49 , lanceringer var kun mulige fra steder, hvor de første etaper kunne falde 2.000  km længere tilbage. Derudover var MAKS mere genanvendelig end Bizan , fordi alle de anvendte motorer blev genvundet, kun den eksterne tank blev ødelagt efter missionen (som for den amerikanske rumfærge). Endelig gjorde tilgængeligheden af An-225 transportfly det muligt at designe et rumplan med større dimensioner.

Den første skitse af MAKS-projektet brugte tre NK-45 raketmotorer , der brændte en kryogen blanding af ilt og flydende brint og udviklede en enhedsstød på ca. 900  kN i vakuum . Med en lanceringsmasse på 250 tons skulle det tillades, at en 7-ton nyttelast sættes i lav bane. Under design, triergol motor RD-701  (RU) ( russisk  : РД-701 blev) valgt til at erstatte NK-45 . De densitet højere drivmidler han brugte effektiv til at reducere størrelsen og massen af den ydre tank, som tillades at øge den maksimale masse af nyttelast til 8,4 tons.

Undersøgelser indikerede, at den optimale lancering vinkel for MAKS var 45 ° , men for at opnå en sådan angrebsvinkel med et plan så stort som An-225 , var det nødvendigt at tilføje en raketmotor , en idé. Næppe acceptabel for designere fordi det ville også have straffet MAKS-rumplanets bruttomasse. Et layout og geometri af tanken og orbiteren blev endelig fundet og tillod, at der kunne opnås gode frigørelsesbetingelser uden at kræve tilføjelse af en raketmotor på Antonov-luftfartsflyet. Yderligere ændringer blev anvendt på den eksterne tank, da det oprindelige arrangement af drivtanke inde i sidstnævnte påførte uønskede strukturelle begrænsninger for luftfartsselskabet og komplicerede separationsoperationerne mellem det og kredsløb. Slutresultatet var en konfiguration, hvor rumfartøjet blev sat lidt op og "skubbet" sin ydre tank i kredsløb. Denne valgte løsning tilbød det bedste kompromis mellem masse og strukturel modstand, gjorde adskillelsen mellem luftfartsselskabet og orbiteren effektiv og tillod derefter også installationen af udstødningssæder til besætningen på rumflyet for at imødegå situationerne. Mest katastrofale nødsituationer.

Teknisk løsning bevaret

Udført af Molniya og 70 underleverandører blev de indledende undersøgelser af MAKS-projektet, der omfatter 220 bind, afsluttet i 1988 . I dette projekt havde Antonov An-225 luftfartsselskab - der allerede blev brugt til at transportere Buran , som derefter var planlagt til at udvikle sig til An-325  - som også fungerede som et "normalt" transportfly, det særlige at fungere som affyringsrampe. til rumfartøjet og derefter udføre den rolle, der normalt tildeles et første trin på en konventionel raket . Skibet kunne således trækkes fra Antonov i en højde af 9000  m , en begyndelseshastighed på 900  km / t og med et tryk på 3900  k N . Den rolle, der spillede rollen som anden sal - "rumdel" strengt taget - blev derimod afvist i tre versioner:

• MAKS-OS-P  : (på russisk  : МАКС-ОС-П , for "  Орбитальный Самолет Пилотируемый  ", hvilket betyder "orbitalplan med pilot"). Grundversion, udstyret med enbemandet orbiter (rumplan), udstyret med raketmotorer og en ekstern engangs tank (som den amerikanske shuttle ). Billedet af infoboksen repræsenterer denne version, som også er den nærmeste konfiguration for Spiral- projektets fly : Denne version havde også tre underversioner:
  • TTO-1 til levering og vedligeholdelse af rumstationer samt udførelse af redningsoperationer. Denne version er primært beregnet til at levere mad og udstyr til en rumstations opholdsstue. Det havde en luge og et fortøjningssystem samt en anden trykhytte ved placeringen af ​​lastrummet, hvilket gjorde det muligt at rummeyderligere kosmonauter ;
  • TTO-2 , også til levering og vedligeholdelse af rumstationer, men især til moduler placeret uden for, såsom solpaneler, batterier eller i nogle tilfælde brændstof, installeret i et tryk uden
  tryk  ;
• OS-B ( russisk  : МАКС-ОС-B , for "  Орбитальный Самолет Беспилотного  ", hvilket betyder "ubemandet orbitalplan"), svarende til OS-P- versionen, men med lidt øget nyttelast og system automatisk landingsudstyrDet er designet til missioner kræver en lidt øget nyttelast eller missioner i højere højde og i længere tid.

MAKS-T  : (på russisk  : МАКС-Т , for "  Тяжелых  ", der betyder "tung"). Ubemandet transportversion med en meget større nyttelast, der stadig bruger den eksterne tank, men hvis orbitale plan blev erstattet af et klassisk og engangs raketstadium, der består af en nyttelastbeholder, der bærer raketmotorer til kryogene drivmidler.

MAKS-M  : (på russisk  : МАКС-М , for "  Многоразовой  ", der betyder "genanvendelig"). Ubemandet transportversion. Den ultimative version af MAKS-projektet, den manglede en ekstern tank og var udstyret med en orbiter indeholdende alle de drivmiddelstanke , der varnødvendige for opstigning i kredsløb , hvilket skulle gøre det fuldt genanvendeligt;

I versionerne med et orbitalt plan ( MAKS-OS-P og MAKS-M ) skulle nyttelasten, der var placeret i en jordbane, være 7 tons. Hvis det sæt, der blev lanceret af Antonov, var en konventionel raketfase til engangsbrug ( MAKS-T ), steg nyttelasten til 18 ton i lav bane eller 5.000  kg i geostationær bane . Ved start havde alle versioner kombineret, alle elementerne, der udgjorde den anden fase - "rumdelen" - af MAKS-systemet en masse på 275 tons. Inkluderet luftfartsflyet var startvægten for hele MAKS-pakken 620 ton. Kun flyene - luftfartsselskab og orbiter - kunne genbruges; det eksterne reservoir, når det var til stede, var til engangsbrug.

Hovedformålet med MAKS-projektet var placering af varer og besætninger i kredsløb, inklusive beregnet til rumstationer . På grund af bærerakettens art og dets funktionsprincip kunne systemet også bruges til nødsituationer i forskellige baner, til redning af besætninger eller udstyr, til reparation af et beskadiget beboelsesmodul, forskellige eksperimenter. Forskere, militære efterretningsmissioner eller miljøovervågning under naturkatastrofer .

En vigtig fordel ved denne luftstarttilstand var fraværet af behovet for en lanceringsbase . Luftfartsflyet og dets "rum" -nyttelast kunne starte fra konventionelle flyvepladser - af rimelig størrelse - der simpelthen krævede tilstedeværelse af teknisk supportudstyr og tankning af de forskellige komponenter i MAKS. Den anden fordel ved MAKS systemet var brugen af relativt lav forurenende drivmidler , herunder for dets multimode triergol motor RD-701  (ru) (i russisk  : РД-701 ), som kun anvendes en blanding af RP-1 / flydende brint og flydende ilt .

Udviklingen af ​​projektet blev godkendt, men annulleret i 1991 , da modeller af orbiter og det eksterne reservoir allerede var afsluttet. En eksperimentel motor på omkring 90  kN af fremdrift og bruge 19  injektorer blev testet, demonstrerer i 50 tester sin gode funktion i sine to tilstande og en smidig overgang mellem dem. I lyset af programmets løfter, især en reduktion i en kredsomkostning med en faktor på ti, håbede designerne af MAKS-projektet stadig at finde midler til dets udvikling. Hvis dette var blevet mulig, burde det have flyvet allerede i 1998 .

Den MAKS-D , det endelige forslag af det oprindelige udkast

I 1993 og 1994 udførte Bristish Aerospace , Molniya, Antonov og TsAGI på anmodning fra Den Europæiske Rumorganisation (ESA) designet af en demonstrant af et rumfly under projektnavnet RADEM. Denne, også kendt som MAKS-D (på russisk  : МАКС-version , for "  Демонстратор  ", hvilket betyder demonstrator), var en ubemandet, nedskaleret version af det originale MAKS-fly til brug af en eksisterende raketmotor.: En enkelt RD-120 - motor, der driver den øverste fase af Zenit- medium løfteraket  - og brænder en klassisk blanding af flydende ilt og RP-1 . Lanceret fra An-225 skulle MAKS-D nå en højde på 80 til 90  km og en hastighed mellem Mach 14 og Mach 15 .

Det eksperimentelle fly ES (på russisk  : "ЭC" , for "  Экспериментальный Cамолет  ", hvilket betyder "eksperimentelt fly") ville have haft en affyringsmasse på 56 tons inklusive 45 tons drivmidler . Det ville have flyvet med hypersonisk hastighed over en afstand på 1.500  km og derefter automatisk vendt tilbage til land på dets startbase. Det blev tilbudt i tre versioner: Den første havde til formål at teste flyalgoritmerne , materialerne og motorgenanvendeligheden af MAKS-M- og I-HOTOL- projekterne - et britisk projekt til en enkelt-trins orbital launcher, der også kan genbruges, udviklet i samarbejde mellem de to lande -. Orbitalplanet havde en længde på 38  m og et vingefang på 24  m . Den anden version var tilsvarende, men modificeret til testning supersoniske forbrænding ramjets , også kendt som ”  scramjets  ”.

Den tredje version, som skulle være den sidste, var et orbitalplan med en bæreevne på to tons nyttelast. Forskellen med MAKS-T var, at MAKS-D-systemet var udstyret med en raketmotor første trin til lancering betegnet "RS" (til "  Rocket Stage  "), udstyret med en europæisk motor HM-7B - brugt til de øverste trin af mange Ariane- raketter  - der opererer med LOX / LH2- blandingen . Sidstnævnte skulle lyse op fem sekunder efter frigivelsen fra Antonov-transportplanet og operere parallelt med RD-120 raketmotorer installeret på MAKS-D . Efter udmattelse af drivmidlerne indeholdt i RS-scenen, måtte sidstnævnte frigøres, og orbitalplanet måtte fortsætte sin opstigning mod kredsløb alene. Denne operation svarede til den for de første begreber i den eksperimentelle launcher X-34 fra NASA . Denne endelige version af MAKS-D var beregnet til at placere en nyttelast på 2000  kg i en kredsløb på 200  km ved 51 ° hældning.

MAKS-projektet modtog en guldmedalje - med udmærkelse - og en særlig pris fra den belgiske premierminister i 1994 på verdensmessen for opfindelser, videnskabelig forskning og industrielle innovationer "  Eureka-94  ", der finder sted i Bruxelles .

Forsøg på at genoptage projektet

I juni 2010Efter den første flyvning af X-37B USA , den russiske overvejede genoplive MAKS programmet.

I august 2012, erklærer den russiske kanal RIA Novosti i en artikel, at de russiske virksomheder Moniya og EMZ ( ЭМЭ , Экспериментальный машиностроительный завод ) arbejdede på realiseringen af ​​et rumflyprojekt til realisering af suborbitale turistflyvninger. Dette omfattede visse karakteristika og visse elementer, der blev udviklet under Buran- og MAKS-programmerne. Allerede i 2006 arbejdede andre russiske virksomheder også med design af luftbårne systemer, der lignede MAKS-systemet. I Ukraine udviklede projektet sig i form af andre luftbårne systemer, såsom Svityaz , Oril og Soura .

Projektkarakteristika

Tekniske egenskaber

MAKS-rumfartssystemet havde i sin MAKS-OS-P bemandede version en samlet startmasse på 620 tons og bestod af tre hovedkomponenter:

• Antonov An-225 Mriya  : Dette transportfly, det største i verden, blev oprindeligt udviklet til at bære Buran- shuttle , ligesom Boeing 747 Shuttle Carrier Aircraft, der blev brugt til at transportere den amerikanske rumfærge . Dette fly måtte bære 275 tons MAKS-rumscenen på ryggen til en præcis position til lancering. Lanceringen skulle udføres i en højde af ca. 8800  m efter en række positioneringsmanøvrer. Den anslåede effektivitetsgevinst sammenlignet med en lodret affyring fra jorden var ca. 270  m / s  ;
• Ekstern tank  : Med en maksimal diameter på 6,38  m og en længde på 32,1  m bar den drivmidlerne -  RP-1 , flydende ilt og flydende brint  - og fodrede orbiterens motorer. Det havde en samlet masse på 248.100  kg , men en masse på 10.820  kg tom. Med en længde på 32,10  m og en diameter på 6,38  m bestod den af ​​tre tanke: den flydende brintank foran, flydende ilt i midten og RP-1 bagpå. Det var forbundet med kredsløbsplanet ved hjælp af tre faste stik med pyrotekniske separationssystemer. Dens enhedsomkostninger var $ 5 millioner;
• MAKS rumplan  : (også kaldet en "  orbiter  "). Dette rumplan, designet til at udføre hundrede flyvninger, brugte systemer, der allerede var designet til Energia- og Buran-programmerne . Det havde en tom masse på 18.400  kg i en længde på 19,3  m , en højde på 8,6  m og et vingefang på 12,5  m . Dens form blev ændret betydeligt sammenlignet med rumflyene i Spiral- og Bizan-programmerne , så den kunne rumme de vigtigste fremdrivningsmotorer i dens bageste sektion. I sin ubemandede version MAKS-OS-B kunne den placere en belastning på 9500  kg i kredsløb i en højde af 200  km og en hældning på 51 ° . MAKS-OS-P bemandet version kunne bære to besætningsmedlemmer og en nyttelast på 8.500  kg , inde i et lastrum på 6,8  m med 2,8  m i diameter.

I den bageste sektion var der to RD-701 triergol raketmotorer , designet til at blive genbrugt femten gange og brændende en tæt blanding af RP-1 og flydende brint til den første del af flyets flyvning. Derefter overgik de til en fremdrivningsform ved kun at bruge flydende brint, mindre tæt og producerede derefter et lavere tryk, men drager fordel af en bedre specifik impuls . Denne tekniske løsning gjorde det muligt at reducere størrelsen af ​​den oprindeligt planlagte brintank, som var ret stor og udgjorde mange problemer for ingeniører . Begge motorer RD-701 i MAKS-systemet havde en samlet masse på 3990  kg og producerede et samlet tryk på 3923  k N på tidspunktet for adskillelse fra Antonov An-225 (3 618,771  kN i vakuum). Deres specifikke momentum i vakuum var 460  s (417  s ved havoverfladen), mens deres forbrændingstid under en mission var 440  s  ; Rumflyet var også udstyret med to orbitale manøvreringsmotorer, svarende i deres rolle til de to WHO- motorer fra den amerikanske rumfærge. Hver producerer et tryk på 30  kN , de blev brugt til færdiggørelse af udsendelsen i kredsløb efter frigivelsen af ​​den eksterne tank, til manøvrer i kredsløb, derefter til at indlede den atmosfæriske genindtræden inden tilbagevenden til Jorden. WHO omfattede også små manøvreringsmotorer. I alt blev 28 små holdningskontrolmotorer ( RCS ), der brændte en ikke-forurenende blanding af hydrogenperoxid og RP-1 og produceret stød på 25 og 40  N , installeret i tre blokke omkring skytten.: En blok var i næsen , mens de to andre blokke var bagest til venstre og til højre, fastgjort til WHOs hovedmotorer. De blev brugt til at manøvrere i kredsløb, såvel som til at kontrollere orienteringen af ​​kredsløbsplanet under den første del af atmosfærisk genindtræden. Kontrol af rumfartøjet i de tætte lag af atmosfæren i slutningen af ​​atmosfærisk genindtræden blev udført aerodynamisk ved hjælp af kraner , klapper og en finne , hvor sidstnævnte også havde en todelt luftbremse . Enhedsomkostningerne for et MAKS-rumfly var $ 8 millioner.

Den maksimale nyttelast var 6.600  kg for en polar bane i en højde af 400  km . I 1985 var MAKS-enhedens enhed, der var klar til en mission, 113 millioner dollars (eller 269 millioner i 2021).

Typisk missionsprofil

Under en MAKS-lancering måtte Antonov An-225 - luftfartøjsflyet og dets rumfase tage af fra en lufthavn med de rigtige dimensioner og derefter nå det præcise punkt over Jorden, hvor scenen skulle lanceres. Orbital af MAKS-systemet. Hvis startpunktet var inden for 1.000  km fra hjemmebasen, flyvede flyet med sine egne brændstofreserver. Det forventedes, at det ville udføre en tankning under flyvning i tilfælde af, at det skulle nå en ækvatorial position for at udføre lanceringen. De geografiske startkoordinater blev direkte dikteret af de anmodede kredsløbsparametre.

I en højde af ca. 8700  m måtte flyet udføre en pre-lanceringsmanøvre med det formål at præsentere rumfartøjet i den ideelle konfiguration til faldet med den optimale højde, hastighedsvektor og vinkel. Denne manøvre bestod af en let næse-ned , hvilket reducerede højden til 6.800  m over en afstand på 7  km , derefter en næse-op, hvorunder flyet klatrede til 8.600  m og en hastighed på 900  km / t . frigørelsesproceduren blev derefter indledt, og orbiterens RD-171 raketmotor skulle tændes.

Når den ideelle lanceringsvinkel var nået, blev der indledt en procedure for at adskille rumplanet og dets eksterne tank fra transportørplanet. Rumforsamlingen skulle derefter begynde sin opstigning til kredsløb , mens An-225 vendte tilbage til sin base. Rumflyets luftdropsfase bestod af to faser:

• Hurtig reduktion af acceleration ( faktor "  g  " ) til en værdi på -0,6  g . I dette øjeblik blev brydningen af ​​de mekaniske forbindelser mellem transportplanet og rumstadiet påbegyndt;
• Sikker adskillelse (uden kollision) af luftfartsflyet og rumfasen. I denne fase skal præcis kontrol af de to enheder gøre det muligt at opretholde en korrekt sikkerhedsafstand mellem luftfartsflyet og gasstrømmen, der kommer fra motorerne i rumfasen.

Efter adskillelse fløj rumstadiet langs sin startvej, mens luftfartsflyet vendte tilbage til vandret vandret flyvning 8.200  m 20  km fra startpunktet for manøvren efter at have nået en højde på 8.800  m og derefter afsted igen mod sin hjemflyveplads . Da rumstadiet nåede en hastighed tæt på kredsløb, slap det af det eksterne reservoir, som faldt tilbage og blev ødelagt af spændingerne under atmosfærisk genindtræden . Banen blev alligevel valgt således, at elementerne i reservoiret, der overlevede genindgangen, faldt tilbage i havet. Efter adskillelse af den eksterne tank startede kredsløbsplanet motorerne i dets orbitale manøvreringssystem og afsluttede cirkuleringen af ​​kredsløbet på dets interne tanke.

Når missionen var afsluttet, drejede flyet 180 ° og tændte dets manøvreringsmotorer igen for at reducere dets hastighed og sænke sin bane. Derefter udførte den en kontrolleret glidende atmosfærisk genindrejse og steg ned for at vende tilbage til sin hjemlige lufthavn.

Fordele i forhold til konkurrerende systemer

For designerne af projektet var det alsidige MAKS-system at give betydelige fordele i forhold til de systemer, der indtil da blev brugt af Sovjetunionen eller andre verdensrumsorganisationer:

• Omkostningerne ved at starte i kredsløb var at falde til ca. $ 800 til $ 1.000 pr. Kg nyttelast sammenlignet med $ 12.000 til $ 15.000  for første generation genbrugsbærere, såsom Buran og den amerikanske rumfærge  ;
• Lancering fra en mobil luftplatform eliminerede behovet for rumlanceringsbaser som Baikonur eller Plessetsk . Derudover tillod det, at nyttelasten blev lanceret i en hvilken som helst kredsløbshældning  ;
• Systemets genanvendelseskapacitet: transportplanet skulle kunne bruges 1000 gange, orbiter op til 100 gange og raketmotorer fra sidstnævnte op til 15 gange. Ligeledes måtte restitutions- og regenereringstider være minimale;
• Den akustiske påvirkning, der blev skabt ved start af motorerne til "rumdelen" i MAKS-enheden, burde have været lav, fordi luftfartsplanet måtte droppe raketplanet langt fra jorden og befolkede områder;
• Manøvremargenen under tilbagevenden fra kredsløb ville have været temmelig høj med mulighed for at ændre banen (lateral forskydning) op til 2000  km i bredde og længde  ;
• Under en annullering af lanceringen kunne skibet simpelthen være vendt tilbage til sin base ved at forblive knyttet til dets luftfartsfly;
• Under udsendelser ville der have været en stærk reduktion i overfladearealet af udelukkelseszoner, der normalt er afgrænset på den bane, der er taget af konventionelle raketter (zoner, hvor etaperne formodes at falde efter deres frigivelse);
• Endelig skulle gennemførelsen af ​​projektet kunne garantere mere end 400.000 job i flere år i Rusland og Ukraine .

Tekniske specifikationer

Karakteristika for de forskellige versioner af MAKS-systemet

	MAKS OS-P	MAKS-OS-B	MAKS-T	MAKS-M
Startvægt (fra flyvepladsen)	620 tons
Massen af ​​rumsamlingen (når den frigøres fra luftfartsselskabet)	275 tons
Orbiter masse	26,9 tons
Nyttelast (200 km bane  )  :
• Hældning på 51 °	8,3 tons	9,5 tons	18 tons	5,5 tons
• hældning på 28 °			19 tons
• 0 ° hældning ( ækvator )			19,5 tons	7 tons
Nyttelast ( 51 ° hældning )  :
• 400  km højde	6,9 tons	8 tons	17,3 tons
• 800  km højde	4,3 tons	5,4 tons	16,1 tons
• Geostationær bane ( højde 36.000  km , hældning 0 ° )			op til 5 tons
Besætningsmedlemmer	2	ingen (ubemandede versioner)
Orbital højdeområde	140 til 1.500  km		140 til 36.000  km
Nyttelastens rumlængde	6,8  m	8,7  m	13  m	7  m
Nyttelastens diameter	2,6  m	2,7  m	5  m	4,6  m
Orbital vippeområde:
• Startbreddegrad på 46 °	28 til 97 °
• Startbreddegrad på 18 °	0 til 97 °
Sideforskydning ved vender tilbage til jorden	op til 2.000  km		ingen (ikke-genanvendelig version)	op til 1.200  km
Landingshastighed	+ 330  km / t			+ 330  km / t
Missionens varighed	5 dage	30 dage

Noter og referencer

Bemærkninger

1. I modsætning til den Europæiske Rumorganisation , Sovjetunionen - så Rusland  - vil have nogen fyring tæt på ækvator, hvilket er en klar ulempe for belastninger af nyttige introduktioner til den geostationære bane .
2. I de andre forslag til triergolsystemer blev der anvendt meget farlige og især giftige og forurenende forbindelser, såsom flydende fluor og lithium .

Referencer

1. (en) Mark Wade, “  MAKS  ” , på http: // www. astronautix.com , Astronautix (adgang til 2. oktober 2019 ) .
2. (da) Mark Wade, "  RD-701  " , på www.astronautix.com , Astronautix (adgang til 2. oktober 2019 ) .
3. (da) "  Maks Air Launch System  " , AeroSpaceGuide.net (adgang til 2. oktober 2019 ) .
4. (i) Vasily Petrovich, "  Project SPIRAL  " på http://www.buran.fr/ (adgang til 2. oktober 2019 ) .
5. (in) D r Vadim P. Lukashevich, "  Multipurpose Aerospace System (MAKS)  " på http://www.buran.ru (adgang til 2. oktober 2019 ) .
6. Vassili Petrovitch, “  Projet SPIRAL - Description  ” , på www.buran.fr (adgang til 2. oktober 2019 ) .
7. Vassili Petrovitch, “  Project SPIRAL - Launcher plane  ” , på www.buran.fr (adgang til 2. oktober 2019 ) .
8. (i) Hendrickx og VIS 2007 , s.  434.
9. (i) Mark Wade, "  Bizan  " på http://www.astronautix.com , Astronautix (tilgængelige på 2 oktober 2019 ) .
10. (in) Hendrickx og Vis 2007 , s.  435.
11. (ru) "  Производственный план - МАКС  " , på www.buran.ru (adgang til 2. oktober 2019 ) .
12. (en) Vassili Petrovitch, “  Fra SPIRAL til MAKS: MAKS Multipurpose Aerospace System  ” , på http://www.buran-energia.com (adgang til 2. oktober 2019 ) .
13. (i) Mark Wade, "  MAKS-T  " på http://www.astronautix.com , Astronautix (tilgængelige på 2 oktober 2019 ) .
14. (i) Mark Wade, "  MAKS-M  " på http://www.astronautix.com , Astronautix (tilgængelige på 2 oktober 2019 ) .
15. (ru) "  Грядет новый" Буран "  " , АвиаПорт,16. februar 2006(adgang til 2. oktober 2019 )
16. (i) Zurawski 1986 .
17. (da) Mark Wade, “  MAKS-D,  ” på www.astronautix.com , Astronautix (adgang til 2. oktober 2019 ) .
18. (en) Vassili Petrovitch, “  From SPIRAL to MAKS - The MAKS-D Experimental Aerospace System  ” , på www.buran-energia.com (adgang til 2. oktober 2019 ) .
19. (en) Parkinson 1991 , s.  1–2.
20. (in) Jeremy Hsu, "  Højteknologiske rumfly, der tager form i Italien, Rusland  " , Space.com,3. juni 2010(adgang til 2. oktober 2019 ) .
21. (ru) "  В РФ разрабатывают самолеты для суборбитальных туристических полетов  " , RIA Novosti ,30. august 2012(adgang til 2. oktober 2019 ) .
22. (in) "  Rusland, Kasakhstan til at udvikle et enkelt rumsystem  " [ arkiv18. april 2013] , på www.bilkent.edu.tr , 19. ami 2006 (adgang til 2. oktober 2019 ) .
23. (in) "  MAKS Tank  " på www.astronautix.com , Astronautix (adgang 2. oktober 2019 ) .
24. (i) Mark Wade, "  MAKS Orbiter  " på www.astronautix.com , Astronautix (tilgængelige på 2 oktober 2019 ) .
25. "  Lateral deport  " , Frankrigs betegnelse (adgang til 2. oktober 2019 ) .

Se også

Relaterede artikler

• Antonov An-225
• RD-701  (da)
• BOR-4
• Mikoyan-Gurevich MiG-105
• Luftbåren løfteraketter
• Buran
• Kliper

Bibliografi

 : dokument brugt som kilde til denne artikel.

• (da) Robert L. Zurawski , Nuværende evaluering af Tripropellant-konceptet (NASA-TP-2602) , Hampton, Virginia (USA), NASA Langley Research Center ,Juni 1986, 36  s. ( læs online [PDF] ).
• (en) Bart Hendrickx og Bert Vis , Energiya-Buran: Den sovjetiske rumfærge , Berlin, Springer Science & Business Media,5. december 2007, 526  s. ( ISBN  978-0-387-73984-7 og 0-387-73984-X , online præsentation , læs online ).
• (in) D r GE Lozino-Lozinsky (videnskabelig redaktør) og D r Prof. AG Bratoukhine (chefredaktør), Авиационно-Космический Системы ["Aerospace transport systems"], Moskva, Rusland, Publishing House of the Moscow Aviation Institute,1997( online præsentation ).
• (da) Rebecca A. Mitchel , A Conceptual Analysis of Spacecraft Air Launch Methods , Boulder, Colorado (USA), Department of Aerospace Engineering Sciences, University of Colorado, 17  s. ( læs online [PDF] ) , s.  8.

Skriftlig presse

• (da) RD Parkinson , "  AIAA-91-5006 - An-225 / Interim Hotol-affyringsvognen  " , AIAAs tredje nationale flyvekonference , Orlando, Florida (USA), American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) ,5. december 1991.

eksterne links

• Didier Vasselle, "  The saga of Lifting Bodies - The MAKS shuttle  " , Prototypes.com,20. august 2003(adgang til 2. oktober 2019 ) .
• [billede] Kunstnerens tegning, der illustrerer MAKS-rumflyets flyvning og aktiviteter .