omega_giperon (omega_hyperon) wrote,
omega_giperon
omega_hyperon

Category:

Такси на орбиту заказывали? НК 01/2007

Пока просматривал НК и наткнулся на статью про анализ вариантов конструкции спускаемого аппарата, встретил и материал от тех же авторов по смежной тематике из №1 за 2007 г. Легкий, полумногоразовый носитель с минимальной потребностью в стартовой инфраструктуре и дешевый в эксплуатации. По-моему это хорошая идея для космического стартапа.


Рис. А.Шлядинского

Былой энтузиазм, с которым эксперты в 1970е и 1980е годы прогнозировали переход к многоразовым средствам запуска в космос, на рубеже веков сменился пессимизмом. Тенденции в области традиционных целевых задач (разведка и дистанционное зондирование Земли, телекоммуникации, навигация, метеорология, наука о космосе, межпланетные миссии и пилотируемые полеты на станциях) таковы, что всплеска спроса на космические запуски в ближайшее время не ожидается.

И этому, на наш взгляд, есть простые объяснения: сроки активного существования КА уже достигли 10–15 лет и обычно ограничены лишь моральным старением целевой аппаратуры; длительность пилотируемых экспедиций стабилизировалась в районе полугода; межпланетные миссии редки. Соответственно нет нужды в частых запусках. А ведь экономическая эффективность многоразовых транспортных космических систем (МТКС) проявляется только при большой частоте пусков.

В настоящее время такие системы очень дороги в разработке, производстве и эксплуатации. Для них необходимо создание специальной инфраструктуры (посадочные комплексы, система межполетного обслуживания, производство запасных частей и т.п.), совершенно не характерной для одноразовых средств выведения.

Между тем есть перспективный сектор рынка космических услуг, в котором МТКС могут найти эффективное применение, – космический туризм. Именно здесь снижение «цены билета» может создать условия для увеличения спроса и соответственно роста потребности в пусковых услугах, а значит сделать целесообразным применение МТКС.

«Виды на будущее», правда, здесь весьма туманны, поскольку не решены такие важные вопросы, как правовое регулирование, страхование и обеспечение безопасности космического туризма. Остановимся пока на технических аспектах создания «туристических» МТКС.

Идеальным средством для частых полетов в космос многим экспертам представляется одноо или двухступенчатая система, горизонтально взлетающая и приземляющаяся на обычном аэродроме и эксплуатируемая по авиационным нормативам. К сожалению, ее создание требует решения ряда исключительно сложных научнооинженерных задач. Скорее всего, реализация таких МТКС – дело будущего. А что можно сделать уже сейчас?

Мы предлагаем рассмотреть возможность создания частично многоразовой системы, опираясь на существующий технический задел (двигатели, технология производства, конструкционные материалы и т.п.) и имеющуюся инфраструктуру (технические и стартовые комплексы (СК) одноразовых РН на космодромах Капустин Яр и Плесецк).

Исходя из условий минимальных затрат на разработку и производство, а также использования СК ракет типа «Космос-3М» и «Циклон», система должна удовлетворять следующим требованиям:
◆ иметь небольшую размерность (стартовая масса в пределах 110–160 т);
◆ использовать по возможности минимальное количество существующих (либо разрабатываемых) ЖРД, работающих на дешевых и нетоксичных компонентах топлива;
◆ обеспечивать спасение и повторное использование наиболее дорогих элементов (ЖРД, система управления, пассажирская капсула и т.п.);
◆ обеспечивать приемлемые перегрузки (не более 5 единиц) на всех участках полета.

Исходя из указанных условий подходящим двигателем для системы является НК-33. Он обладает отменными удельными характеристиками, умеренным давлением в камере сгорания, а также ресурсом, достаточным по крайней мере для 10-кратного использования; уже в период своего создания он был предназначен для установки на носитель пилотируемого корабля. Двигатель серийно не выпускается, однако имеется в достаточном для производства нескольких экземпляров МТКС количестве. Часть средств, вырученных от коммерческой эксплуатации предлагаемой системы, можно направить на восстановление производства НК-33 и его более совершенных модификаций (например, НКК-33-1).

Для маршевой двигательной установки (ДУ) второй ступени по тем же соображениям годится 11Д58М либо его модификация. Учитывая ограничения на перегрузки и необходимость выполнения маневра при спуске в атмосфере для посадки на ВПП обычных аэродромов, представляется, что орбитальный компонент системы должен иметь приличное аэродинамическое качество. Это может быть крылатый либо «полубаллистический» аппарат с несущим корпусом.

Летательный аппарат (ЛА) может совершать автономный полет, например, в течение суток. В дальнейшем, с созданием орбитального «космического отеля», тур может увеличиться.


Рис. Д.Воронцова
1 – классическая тандемная схема №1; 2 – вариация схемы №1, с параллельным
размещением ступеней; 3 – схема №2 со сбрасываемыми топливными баками; 4 – схема №2 с «выкатной» комбинированной ДУ; 5 – «полутораступенчатая» двухбаковая схема с кислородно-керосиновыми ДУ; 6 – «полутораступенчатая» трехбаковая схема с топливным отсеком, включающим баки жидкого кислорода, водорода и керосина.


Ниже рассмотрены варианты технической реализации МТКС. Вообще говоря, конструктивно-компоновочных схем может быть много. Оценим несколько относительно простых в реализации. Сразу оговоримся, что в расчетах заложены достаточно высокие показатели массового совершенства, поэтому полученные значения масс ПГ следует рассматривать как «оптимистические».

Во всех вариантах предусмотрено спасение и повторное использование НК-33: двиигатель размещается в капсуле, которая после окончания работы первой ступени отделяется и снижается на парашютно-реактивной системе.

МТКС по схеме №1 представляет собой классический тандем с последовательной работой ступеней. Достоинства схемы: простая и довольно легкая конструкция ракетных блоков; наиболее простая конструкция орбитальной ступени (ОС – по сути планер, оснащенный лишь «минимальной» ДУ системы орбитального маневрирования (По окончании работы 11Д58М блок второй ступени «падает» в антиподную точку, а ОС выводится на переходную орбиту с перигеем 0 км и апогеем 180–185 км. Довыведение на опорную и переводна целевую орбиту, а также выдача тормозного импульса производятся ДУ системы орбитального маневрирования)). Как вариант схемы №1, возможно и параллельное (для сокращения общей длины МТКС) соединение блоков.

Данной схеме присущ крупный недостаток: многоразовым элементом, кроме ОС, является только НК-33. Можно, конечно, использовать сбрасываемый топливный отсек второй ступени, а двигатель разместить в ОС. При этом несколько усложняется компоновка и конструкция последней.

На графике 1 приведена оценка массы ПГ (начальная масса ОС на переходной орбите) в зависимости от стартовой массы (Мст) МТКС. Хотя максимум ПГ (4471 кг) достигается при Мст = 140 т, целесообразно ограничить стартовую массу значением 130 т для ускорения выхода системы за пределы стартовых сооружений.


График 1. Зависимость массы ПГ (масса ОС на переходной орбите) от стартовой массы системы для различных схем


График 2. Зависимость максимальной осевой перегрузки от стартовой массы системы
График 2 показывает зависимость максимальной осевой перегрузки от Мст. Чрезмерно высокие перегрузки на участке первой ступени (порядка 7.0…7.5 g) можно уменьшить путем дросселирования НК-33. Снижение тяги до уровня 77% номинала уменьшает перегрузку до почти приемлемого уровня в 5…5.5 g за счет потери массы ПГ (примерно на 100 кг).

Схема №2 отличается применением перелива топлива из баков первой ступени во вторую и компонуется в вариантах, показанных на рис. 3 и 4. Поскольку ЖРД второй ступени работает от земли, неизбежно применение выдвижного соплового насадка. Соответственно возрастает стоимость ЖРД, для спасения которого может оказаться предпочтительной схема со сбрасываемым топливным отсеком (рис. 3). Максимальная масса ПГ (Расчеты рассмотренных схем выполнены в предположении, что 11Д58М не спасается и размещается на одноразовом блоке второй ступени) (4560 кг) достигается при Мст=145 т. Выигрыш в массе ПГ по сравнению с классическим тандемом незначителен, что обусловлено малой добавкой тяги от 11Д58М на активном участке траектории первой ступени.

Наиболее интересна (и даже «экзотична») МТКС, скомпонованная по «полутораступенчатой» схеме. Здесь (рис. 5) единственный одноразовый элемент – топливный отсек (С точки зрения отечественных разработчиков, наименее дорогая часть любого современного ракетно-космического комплекса), общий для первой и второй ступеней, а 11Д58М размещен на ОС. Данная схема довольно сильно проигрывает двум предыдущим: при оптимальной стартовой массе 120 т, масса ПГ равна 3172 кг (график 1). Ей свойственны также наибольшие осевые перегрузки при выведении (график 2). Дросселирование НК-33 на 160-й секунде полета до уровня 77% номинала снижает перегрузки до 6.5 g при потере около 80 кг ПГ. Еще более глубокое дросселирование – до уровня 50% номинала – ограничивает перегрузку примерно до 4…5 g, но с потерей массы ПГ почти на 300 кг.

Снизить чрезмерные перегрузки (И одновременно увеличить массу ПГ), свойственные системам с «мощной» первой и «слабой» второй ступенями, можно путем форсирования последней. При этом масса топлива перераспределяется «в пользу» второй ступени. К примеру, замена 11Д58М на «половинку» РДД0124 (гипотетический двухкамерный ЖРД с пустотной тягой 15 тс и удельным импульсом 359 сек) приводит к следующим результатам (без дросселирования НК-33):
➊ для «полутораступенчатой» схемы (Мст = 120 т) масса ПГ увеличивается примерно на 300 кг (до 3470 кг), максимальная перегрузка уменьшается до 6.5 g;
➋ для тандемной двухступенчатой схемы (Мст=130 т) масса ПГ возрастает на 100 кг, перегрузка снижается до 5…7 g;
➌ для схемы с переливом (Мст = 140 т) масса ПГ возрастает на 300 кг, перегрузка снижается до 5...8 g.

Поскольку топливные отсеки рассмотренных вариантов МТКС хорошо компонуются в диаметре 2.68 м, их можно изготавливать на оснастке РН «Союз».

Приведенные оценки (повторимся, довольно приближенные) показывают, что при исходных предпосылках ОС сможет вместить от трех до пяти туристов и одного пилота(Считается, что масса одного члена экипажа – со снаряжением, индивидуальным креслом-ложементом и запасом воздуха, воды и пищи на сутки – составит 150 кг) и будет иметь начальную массу от 3100 до 4600 кг.

Много это или мало? Вспомним, что первый американский КК Mercury имел стартовую массу 1295–1376 кг (без САС), а трехместный возвращаемый аппарат транспортного корабля снабжения комплекса «Алмаз» (сам по сути являвшийся автономным КА) – около 4.8 т. Сторонники «полубаллистических» капсул (а также специалисты по крылатым КА) могут сказать, что создание такого «маленького» аппарата с высоким аэродинамическим качеством, да еще и многоразового, – это очень серьезный вызов инженерному искусству проектантов и конструкторов. Но не будем забывать, что на дворе – конец 2006 года, и любой мало-мальски «продвинутый» сотовый телефон умнее и в сотни раз легче электронного «мозга», который управлял тем же «Меркурием».

Кто сказал, что многоместный многоразовый корабль обязан иметь массу в десятки тонн? Пример SpaceShipOne показывает обратное: грамотное использование уже имеющихся ресурсов вполне позволяет создать «космическое такси». Применение сварных алюминий-литиевых и/или цельнокомпозитных крупногабаритных элементов дает возможность существенно (как минимум на 10–30%) снизить массу конструкции ЛА, в т.ч. за счет существенного сокращения крепежа. А использование достижений микроэлектроники (увы, очевидно, не отечественного производства), гидравлики, пневматики и сходных областей техники позволит резко уменьшить массу и габариты оборудования.

Для схемы №2 возможно размещение топлива второй ступени непосредственно в ОС, а 11Д58М способен будет взять на себя функции двигателя орбитального маневрирования. При этом ДУ совместно с топливным отсеком может быть выполнена в виде агрегатной сборки, «выкатываемой» из хвоcтовой части ОС для контроля состояния и технического обслуживания. Это приведет к сокращению количества одноразовых элементов до одного – топливного отсека первой ступени – без значительного снижения массы ОС (рис. 4).

Дальнейшее развитие «туристических» МТКС возможно по пути применения более мощных ЖРД (к примеру, РД-191 или НК-33-1 – для первой ступени и уже рассмотренной «половинки» РД-0124 – для второй), что позволяет нарастить «энергетику» за счет увеличения стартовой массы и более высоких удельных характеристик ЖРД. В дальнейшем, по мере накопления опыта и увеличения «пассажиропотока», возможен и переход на более перспективные компоненты топлива: метан и даже водород (возможно, с переводом топливных отсеков на диаметры 2.9/3.6 или 4.1 м).

Привлекательной становится «полутораступенчатая» схема: одноразовый топливный отсек включает в себя баки керосина, кислорода и водорода. Последний сжигается двигателем, размещенным в ОС; возможна как последовательная, так и параллельная работа двух видов ДУ. Оценивалась МТКС с НК-33 и 11Д57М. Этот ЖРД был разработан к середине 1970-х годов авиадвигателестроительным ОКБ А.М.Люльки для верхних ступеней РН и разгонных блоков. Он обладает неплохими удельными показателями и высоким ресурсом, а раздвижное сопло позволяет использовать его от земли. Расчет дал впечатляющие результаты (график 3):
➀ при последовательной работе НК-33 и 11Д57М масса ПГ на переходной орбите составила 5978 кг (Мст = 125 т);
➁ при параллельной работе масса ПГ достигает 7612 кг (Мст = 155 т).

График 3. Зависимость массы ПГ (начальной массы ОС на переходной орбите) от стартовой массы МКС («полутораступенчатая» схема с единым топливным отсеком)

Рис. А.Шлядинского
Наиболее перспективный вариант МТКС с трехбаковым топливным отсеком: 1 – бак жидкого кислорода; 2 – бак жидкого водорода; 3 – бак керосина; 4 – возвращаемая капсула со стартовым ЖРД; 5 – стартовый двигатель НК-33; 6 – рулевые сопла; 7 – маршевый двигатель 11Д57М с раздвижным сопловым насадком; 8 – орбитальный туристический самолет
Примечательно, что при этом максимальные осевые перегрузки не превышают 3.7…4.0 g. (без дросселирования ЖРД), что объясняется существенным перераспределением массы топлива в пользу «кислород-водородных» компонентов.

Несколько слов об экономике. Будем считать, что приемлемая «цена билета» для суточного орбитального полета равна 2.0 млн $ (т.е. на порядок меньше стоимости 10-дневного круиза на МКС, хотя и на порядок выше планируемой стоимости суборбитального «прыжка»). Тогда суммарная выручка от одного полета составит от 6 до 10 млн $. Если принять 20%-ный размер прибыли, затраты на один пуск не должны превышать 4.8–8.0 млн $. Для отечественного носителя такой размерности цифры вполне реалистичные!
Tags: Новости космонавтики, будущее, в порядке бреда, вшивый о бане, информация к размышлению, космос, найденное, переделка, чтобы не пропало
Subscribe
  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

  • 8 comments