Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Проекты межпланетных экспедиций, особенно возвращаемых, обнаруживают сильную зависимость от ракетной техники, которая должна обеспечить сообщение с Луной, Марсом, астероидами и точками Лагранжа в системе Луна-Земля [1–3]. В этом отношении астероиды – типичные цели, поскольку достижение Луны и Марса требует соизмеримых энергозатрат, и полученные результаты, таким образом, отражают общую проблему.
Ключевой характеристикой межпланетных комплексов является транспортная эффективность, под которой здесь понимается отношение полезной нагрузки к стартовой массе комплекса на околоземной орбите. Большая стартовая масса — основное препятствие в реализации подобных проектов. Представляют интерес концептуальные исследования с определением массы частей комплекса и запасов топлива, позволяющие выбрать близкие к реальности варианты и оценить главную часть затрат, связанную с доставкой на орбиту [4–6].
Основная масса межпланетного комплекса приходится на баки с топливом, потребный запас которого зависит от баллистической схемы экспедиции — формы траектории, дат старта и прилета. Актуален поиск схем с минимальным расходом топлива. Оптимальные схемы не являются отвлеченным математическим результатом, а зависят, в свою очередь, от концепции экспедиции. Предложен алгоритм, позволяющий совместно находить оптимальную баллистическую схему и массу основных частей комплекса, включая запас топлива (рабочего тела) при заданной концептуальной схеме [7, 8].
Согласно алгоритму траектория полета задается совокупностью варьируемых параметров, которые определяют импульсы разгона и торможения [9]. Значения импульсов дают возможность найти относительный расход топлива, а вместе с ним стартовую массу комплекса и его частей. При этом считаются заданными состав комплекса, а также масса полезной нагрузки, типовых и некоторых функциональных элементов. Для нахождения массы остальных частей используются математические зависимости. Вариацией параметров траекторий достигается минимум стартовой массы. Принимаются в расчет гравитационные потери, проблема которых актуальна для тяжелых космических аппаратов. Гравитационные потери рассчитываются, в том числе, для вариантов разгона с использованием промежуточных эллиптических орбит.
В качестве примера представлены результаты оптимизационного расчета возвращаемой экспедиции на астероид 1989 ML. В составе межпланетного комплекса предусмотрены служебный модуль (20 т), спускаемый аппарат для экипажа (5 т), спускаемый контейнер (10 т) для полезного груза (20 т), исследовательское оборудование (10 т), энергоустановка (5 т), два разгонных блока с ракетными двигателями и топливом. К Земле возвращаются служебный модуль, спускаемый аппарат и контейнер. Последние, как предполагается, совершают аэродинамическое торможение в атмосфере Земли и посадку, возможно, с предварительным выходом на околоземную орбиту. По результатам оптимизационного расчета минимальная стартовая масса межпланетного комплекса для экспедиции во временнόм окне 2035 года составляет: 2940 т при использовании ЖРД и сжиженного природного газа (СПГ) в сочетании с кислородом в качестве топливной пары; 1050 т — ЖРД и пары водород-кислород; 2810 т — ЯРД с водой в качестве рабочего тела; 290 т — ЯРД и водорода. Алгоритм позволяет оценить стартовую массу комплекса с ЭРД: 100–150 т с сильной зависимостью от продолжительности экспедиции.
Исследована возможность снижения стартовой массы комплекса путем выбора другого временнόго окна для старта, изменения срока пребывания на астероиде, а также сокращения дополнительного запаса топлива (гарантийного запаса и невырабатываемого остатка). Исследована возможность увеличения массы полезного возвращаемого груза, определено ее влияние на стартовую массу межпланетного комплекса и транспортную эффективность.
Учитывая, что рекордная грузоподъемность ракет-носителей сверхтяжелого класса, как существовавших, так и разрабатываемых, находится в интервале от 100 до 150 т, сделан вывод, что для воплощения проектов возвращаемых экспедиций на астероиды (а также на Луну и на Марс) необходимо развитие нескольких ключевых технологий: космических ядерных энергоустановок мегаваттного класса, ядерных ракетных двигателей с водородом в качестве рабочего тела, технологий жидкого водорода, ракет-носителей сверхтяжелого класса с низкой удельной стоимостью выведения полезной нагрузки.
