Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Основным коммерчески значимым сегментом запускаемых космических аппаратов (КА) в последнее время стали большие группировки малых спутников. Они предлагаются в большом количестве и большинство из проектов должно быть реализовано в ближайшее десятилетие. При этом разработчики малых КА вынуждены использовать неоптимальные орбиты, формируемые кластерными пусками РН среднего или тяжелого класса, либо опираться на запуски сверхлегких РН для получения желаемых параметров орбиты.
Удельная стоимость выведения сверхлегкой РН намного выше. Так, даже для экономически успешной РН Electron она составляет 22,7 тыс. долл./кг, в то время как для РН «Союз-2.1б» соответствующая величина равна приблизительно 5 тыс. долл./кг. Однако ключевые преимущества сверхлёгких РН — это оперативность пуска, возможность выбора целевой орбиты и отсутствие ограничений на пуск КА, которые при попутном или кластерном пуске могут быть сочтены опасными для других КА.
Несмотря на наличие в разработке ряда частных и государственных проектов, в России до сих пор нет сверхлёгкой РН, дошедшей хотя бы до этапа наземной стендовой отработки. При этом стоимость разработки, например, РН Electron, по сведениям в печати, составила 100–250 млн долл., для LauncherOne — не менее 700 млн долл. [1]. В условиях бюджетных ограничений и дефицита частного инвестиционного капитала подобные затраты могут оказаться непосильными для реализации отечественного проекта вплоть до передачи в серийную эксплуатацию. Поэтому актуальным является снижение затрат как на разработку, облегчающее реализацию проекта, так и на запуск серийного образца, улучшающего условия конкуренции с РН более тяжелого класса.
Стоимость РН в основном слагается из стоимости двигателей, электронных блоков и элементов конструкции (в этом порядке) [2]. Соответственно, должны рассматриваться меры по снижению стоимости всех этих элементов.
Стоимость турбонасосных агрегатов (ТНА) составляет 60-80% стоимости двигателей, в свою очередь, составляющих около половины стоимости РН. При этом на ТНА приходится более половины отказов двигательной установки. Его использование увеличивает давление в камере сгорания и удельный импульс двигателя, однако его влияние значимо в основном только при работе двигателя в атмосфере. Отказ от ТНА уменьшит удельный импульс двигателя, но значительно снизит его стоимость.
Отсутствие ТНА потребует резкого снижения давления в камере сгорания и заставит отказаться от регенеративного охлаждения, требующего от хладагента существенного запаса теплоемкости до вскипания, что недостижимо при низком давлении. Альтернативой регенеративному является абляционно-завесное охлаждение. Однако скорость абляции существующих материалов, согласно проведённому анализу, слишком велика даже при давлениях 10...15 бар [3], и поэтому абляционное охлаждение должно дополняться завесным. При этом расчетная эффективность основных компонентов в составе завесы низка, что делает целесообразным использование в составе РН отдельной емкости с водой для создания завесы. При этом удельный импульс снижается ориентировочно на 0,3 % на каждый процент расхода воды в общем расходе. Однако такой подход к охлаждению стенок камеры сгорания исключает второй дорогой и высокотехнологичный узел двигателя — рубашку охлаждения, создающую перепад давления для расхода компонентов.
Третьим дорогим высокотехнологичным узлом двигателя является блок форсунок, на котором также возникает перепад давления. Для удешевления его конструкции предлагается использовать для распыления топлива его собственное тепло. Так, при смешении в двухкомпонентной форсунке пропана с жидким кислородом в стехиометрическом соотношении при низком давлении первый останется жидким, а кипение второго обеспечит необходимую механическую энергию.
Вытеснительная подача обеспечит также снижение стоимости конструкции РН. Использование давления подачи около 15 бар, при котором ещё эффективно абляционно-завесное охлаждение, делает нерациональным применение как дорогостоящих композитных баков, так и вафельных конструкций. Расчётные толщины стенок несущих баков при их выполнении из дюралюминия позволяют создать сборную конструкцию с постоянной толщиной стенки. Поскольку такие баки имеют достаточно высокую погонную массу, целесообразно выполнить их формой, приближенной к сферической, уменьшая массу ступени ценой роста аэродинамических потерь.
Абляционное охлаждение двигателя с вытеснительной подачей ранее предлагалось американской компанией Microcosm, однако выбранное ими давление подачи 40 бар привело к высоким требованиям к материалам баков и двигателя, потребовало их исполнения из дорогостоящих композитов и в конечном итоге закончилось высокой стоимостью РН и закрытием проекта [4].
Для снижения стоимости и повышения массового совершенства системы подачи топлива ее рационально выполнить на основе испарения жидкого азота смешением с перегретой водой, подаваемых давлением собственных насыщенных паров. Затем газообразный азот подается для наддува топливных баков, а охлажденная вода отделяется циклонным фильтром и используется для создания завес в двигателях.
Предлагаемая концепция создания двигательных установок РН приводит к их низкой стоимости, но и высокой массе при низком удельном импульсе на первой ступени. Это делает рациональным трехступенчатую конструкцию РН со стартовой тяговооруженностью ступеней около 2,0. При дешевом легком двигателе такой подход существенно снижает гравитационные потери и позволяет частично отыграть потери удельного импульса.
Наконец, для снижения стоимости электроники РН предлагается использование коммерческих инерциальных датчиков с многократным резервированием. Сопутствующее снижение точности выведения предполагается парировать маневром третьей ступени после завершения выведения.
На основании предложенных принципов были рассчитаны тяги и оптимальные массы ступеней трёхступенчатой РН сверхлёгкого класса на пропане и жидком кислороде. Масса полезной нагрузки такой ракеты оценивалась с помощью модели Таунсенда [5], позволяющей свести задачу к прямому выведению на опорную орбиту с последующим орбитальным маневром. Расчеты показали, что для такой ракеты выведение на полярную орбиту может производиться с обеспечением доли полезной нагрузки около 2 %, что обеспечивает ее приблизительно равную эффективность с существующими кислород-керосиновыми ракетами. При этом оценочная стоимость пуска, определенная на данном этапе с помощью приблизительных соотношений, составляет около 100 млн руб. при массе ПН 250 кг, что существенно лучше, чем у РН Electron и находится на одном уровне с более тяжелыми РН семейства «Союз».
Таким образом, на основе предложенного «низкотехнологичного» подхода потенциально может быть создана РН сверхлёгкого класса, конкурентоспособная как с зарубежными ракетами-носителями аналогичного класса, так и с отечественными РН большей грузоподъемности, причем с существенно меньшими капиталовложениями, чем при использовании существующих подходов.
