ЭСКИЗНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ МНОГОРАЗОВОЙ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ЛЕГКОГО КЛАССА И АНАЛИЗ ЕЕ ХАРАКТЕРИСТИК

АННОТАЦИЯ

В данной работе представлены результаты расчета многоразовой ракеты-носителя легкого класса: выбор двигательной установки, расчет массы и габаритных размеров аппарата в первом приближении. Проведен анализ характеристик в сравнении с реальным аналогом.

Ключевые слова: многоразовая одноступенчатая ракета-носитель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

С 2018 года, приобретают популярность многоразовые или частично многоразовые ракеты-носители (РН) и ракетно-космические системы. Это связано со снижением стоимости запуска многоразовых систем за счет повторного использования РН или разгонного аппарата. Как пример можно привести стоимость запуска РН Falcon 9: 62 млн. $ для одноразового варианта и около 40 млн. $ для запуска с возвращаемой первой ступенью [8]. Следовательно, разработка многоразовых систем является перспективным направлением в ракетно-космической технике.

Целью данной работы является расчет и анализ характеристик РН легкого класса для запусков полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту (НОО) с минимальными затратами топлива и возможностью многократного использования. В качестве аналога рассматривается РН «Электрон».

Исследование характеристик РН легкого класса начинается с выбора компоновочной схемы. Предлагается использование одноступенчатой схемы. Компоновка ракеты будет представлять ракетоплан (крылатая ракета) с комбинированной двигательной установкой. Наличие крыльев обусловлено необходимостью совершения планирующей посадки (как самолет) без использования двигательной установки. Наличие комбинированной двигательной установки необходимо для обеспечения высокой топливной эффективности во время всего активного участка полета.

Основной особенностью и преимуществом многоразовой одноступенчатой ракеты-носителя (МОРН) является использование прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) для полета в атмосфере Земли. ПВРД будет включаться на скорости М=3 и работать до скорости М=9,6 (максимальная скорость, достигнутая за счет ПВРД на данный момент) [6]. За счет использования окислителя с внешней среды можно увеличить общую топливную эффективность МОРН.

Для проведения анализа проведен расчет с целью определения двигательной установки (ДУ), массовых характеристик и характеристической скорости многоразовой одноступенчатой РН легкого класса. В качестве реального аналога РН легкого класса рассматривается РН «Электрон». Результаты расчета по топливной эффективности должны приблизиться или превзойти характеристики РН «Электрон».

1 Расчет характеристик МОРН

Таблица 1.

Исходные данные для расчета

Для выбора и расчета ДУ необходимо определить приближенную стартовую массу МОРН легкого класса. По статистическим данным в среднем масса ПН составляет около 2-3% от стартовой массы РН, следовательно, стартовая масса равняется:

.

Имея значение стартовой массы, можно проводить расчет ДУ РН. В качестве ДУ рассматривается однокамерный ЖРД на компонентах топлива керосин + жидкий кислород. Использование данных компонентов обусловлено дешевизной их производства, что позволит снизить стоимость повторной дозаправки МОРН. Расчет проводился по методике [1]. Результаты расчета ДУ представлены в таблице 2.

Таблица 2.

Характеристики ЖРД

Рисунок 1. Геометрические характеристики сопла ЖРД

При известных значениях времени работы ЖРД и расхода топлива можно определить массу топлива. Имея значения массы топлива и ПН можно точнее определить стартовую массу и сухую массу РН по статистическим данным (уравнение существования ракеты [2]).

Таблица 3.

Массовые характеристики МОРН

Массовые характеристики позволяют определить основные геометрические характеристики МОРН. Геометрические характеристики определяются через необходимые объемы топливных баков окислителя и горючего (2,961 м³ и 1,775 м³ соответственно).

Примечание: 1 – ПВРД; 2 – ЖРД; 3 – Бак окислителя; 4 – Бак горючего; 5 – Отсек полезного груза

Рисунок 2. Чертеж МОРН

Из-за особенностей работы ПВРД профиль полета ракеты будет выглядеть следующим образом:

1) вертикальный взлет с помощью ЖРД – разгон до скорости полета до М = 3, производится включение ПВРД;

2) работа ПВРД – разгон до скорости М = 9,6; отключение ПВРД, включение ЖРД;

3) довыведение на целевую орбиту с помощью ЖРД (целевая орбита незамкнутая, что необходимо для возвращения МОРН на Землю);

4) возврат МОРН по S-образной траектории (аналогично возвращению Space Shuttle);

5) приземление на аэродроме.

Для определения идеальной характеристической скорости (без учета гравитационных и аэродинамических потерь) использовалась формула Циолковского. Результаты расчета  представлены в таблице 4.

Таблица 4.

Результаты расчета

Рисунок 3. Целевая орбита МОРН

Выбор траектории входа в атмосферу связан с необходимостью выбора правильного угла атаки для обеспечения постепенного спуска объекта без его перегрева или выброса обратно в космос. Предлагается использование S –образной траектории спуска, аналогичной траектории спуска Space Shuttle.

Рисунок 4. S-образная траектория (вид сверху)

2 Сравнение характеристик МОРН и РН «Электрон»

«Электрон» (англ. Electron) — ракета-носитель сверхлёгкого класса, разработанная новозеландским подразделением американской частной аэрокосмической компании Rocket Lab.

Рисунок 5. РН «Электрон»

РН «Электрон» предназначена для коммерческих запусков микро- и наноспутников, позволяет вывести полезную нагрузку массой до 150 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км или до 250 кг на низкую околоземную орбиту. Стоимость запуска ракеты-носителя составляет от 4,9 до 6,6 млн долларов США[7].

Таблица 5.

Характеристики МОРН и РН «Электрон»

Стоимость запуска МОРН составляют:

1)  стоимость полной повторной заправки компонентами топлива: жидкий кислород – 1504 $ [3]; керосин – 2425 $ [4].

2) стоимость новой двигательной установки, в случае выработки ее ресурса –  716 тыс. $ (стоимость ракетного двигателя тягой до 30 тс [5]).

3) стоимость прочих работ.

Стоимость заправки 3900 $. Стоимость новой ДУ тягой до 30 тс составляет менее 1 млн $.

Из таблицы сравнения характеристик можно определить следующее:

1) МОРН имеет выигрыш в стартовой массе за счет уменьшенного бортового запаса окислителя;

2) характеристические скорости МОРН и РН «Электрон» приблизительно равны. Это означает, что МОРН может выполнять полетные задания РН «Электрон»;

3) МОРН предполагает многократное использование носителя, что позволит снизить стоимость запуска.

К сложностям создания МОРН следует отнести трудность освоения гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, т.е. ПВРД. Для обеспечения полета необходимо создать ПВРД, работающий в большом диапазоне скоростей, т.е. с изменяемой геометрией каналов. На момент 2018 года реализация подобных проектов затруднительна, в связи со сложностью разработки ПВРД с изменяемой геометрией каналов.

Список литературы:

1. Гречух Л.И, Гречух И.Н. Проектирование жидкостного ракетного двигателя. Методические указания к курсовому и дипломному проектированию: Издательство ОмГТУ, 2011. – 68с.
2. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов: учеб. пособие для вузов/ под ред. А.А. Медведева. М: Машиностроение, 2009. 504 с., ил.
3. Сайт компании «НИИ КМ» [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: http://www.niikm.ru/products/oxygen/liquid_oxygen/
4. Сайт группы компаний «Нектон Сиа» [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: http://necton-sea.ru/catalog/Toplivo/Kerosin/TS-1/
5. 5 Ракеты-носители, спутники, самолеты, приборы [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: http://ecoruspace.me/%D0%A0%D0%94-0110.html
6. NASA official website [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: https://www.nasa.gov/centers/dryden/history/pastprojects/HyperX/index.html
7. RocketLab official website [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: https://www.rocketlabusa.com/electron/
8. SpaceX official website [Электронный ресурс]. – Режим доступа – URL: http://www.spacex.com/falcon9