Библиографическое описание:

Шевченко В. В., Давлетьяров Р. З. Перспективы создания средств выведения тяжелого и сверх тяжелого класса [Текст] // Технические науки в России и за рубежом: материалы III междунар. науч. конф. (г. Москва, июль 2014 г.). — М.: Буки-Веди, 2014. — С. 94-100.

Представлены результаты проектных проработок по техническим обликам и основным характеристикам перспективных (до 2040г.) ракет-носителей (РН) тяжелого и сверхтяжелого классов. Приведены прогнозные программы целевого использования РН, основные принципы их создания и применения, в том числе принципы рациональной унификации, многоразовости, технико-экономической эффективности.

Вопросы развития космической деятельности в среднесрочной и дальнесрочной перспективах, включая развитие орбитальных группировок космических комплексов и систем различного назначения на околоземных орбитах, исследование и освоение Луны, изучение планет Солнечной системы и дальнего космоса, широко обсуждаются российской и зарубежной общественностью.

В этой связи облик и основные технические характеристики средств выведения тяжелого и сверхтяжелого классов будут определяться совокупностью тех задач, решение которых на них возлагается.

Эти задачи диктуются общими концептуальными положениями и программными документами, определяющими развитие отечественной космонавтики на различные периоды. К ним относятся следующие:

-          Закон Российской Федерации «О космической деятельности» от 20 августа 1993 г.;

-          «Основы политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2020 года и дальнейшую перспективу»;

-          Федеральная космическая программа России на 2006–2015 годы, утвержденная постановлением Правительства Российской Федерации от 22 октября 2005 г. (ФКП);

-          Федеральная целевая программа «Развитие российских космодромов на 2006–2015 годы» (ФЦП), утвержденная распоряжением Правительства Российской Федерации от 28 ноября 2005 г.;

-          Указ Президента Российской Федерации от 06.01.1995 г. «О создании космического ракетного комплекса «Ангара»;

-          Указ Президента Российской Федерации от 06.11.2007 г. «О космодроме Восточный»;

-          «Система взглядов на осуществление Россией независимой космической деятельности (концепция развития) … до 2040 года».

С учетом положений перечисленных документов процесс развития отечественной космонавтики условно может быть разделен на три этапа:

-          ближнесрочная перспектива — до 2015 г. (реализация намеченных направлений ФКП, ФЦП);

-          среднесрочная перспектива — 2016–2025 гг. (наращивание усилий и расширение присутствия в околоземном космическом пространстве, начало освоения ближайшей планеты — Луны);

-          дальнесрочная перспектива на период 2026–2040 гг. (расширение планетных исследований, формирование условий постоянного присутствия человека на Луне, создание необходимого задела и практическая реализация пилотируемой марсианской экспедиции).

Трудно переоценить роль носителей тяжелого и сверхтяжелого классов в такого рода проектах. Такие носители должны обеспечивать выведение полезных нагрузок на все основные типы орбит: от низкой околоземной орбиты (НОО), характерной для пилотируемых комплексов и космических аппаратов дистанционного зондирования Земли, до высокоэнергетических орбит, включая высококруговую (навигация), высокоэллиптическую (связь), геопереходную (ГПО), геостационарную (ГСО) (фиксированная связь, ретрансляция) орбиты и отлетные траектории.

При разработке предложений по перспективным РН тяжелого и сверхтяжелого классов специалисты ГКНПЦ им. М. В. Хруничева руководствовались следующими основными принципами.

Целевое использование:

-          возможность осуществления запусков всей номенклатуры перспективных полезных нагрузок во всем диапазоне высот и наклонений целевых орбит;

-          адаптивность к возможным изменениям целевых задач по запускам КА за счет быстрого создания и ввода в требуемые сроки оптимальных по комплектации и характеристикам ракет-носителей (РН) модульной конструкции;

-          возможность целевого использования тяжелых и сверхтяжелых РН начиная с первого пуска, что обеспечивается их высокой начальной полетной надежностью за счет летной отработки универсальных ракетных блоков в составе более легких РН.

Повышение экономической эффективности разработки, изготовления и целевого использования:

-          максимальное использование научно-технического, проектно-конструкторского и производственного потенциалов отрасли;

-          оптимизация производственно-экспериментальной базы отрасли для создания и серийного производства РН;

-          модульное построение РН, высокая степень внут-рипроектной и межпроектной унификации;

-          внедрение новых технологий и материалов, техническое перевооружение производства,

-          снижение себестоимости серийного изготовления РН;

-          внедрение многоразовых составных частей РН.

Повышение надежности и безопасности эксплуатации:

-          минимизация числа ступеней РН (двухступенчатая пакетная схема);

-          использование универсальных ракетных блоков одного типа с большим объемом летной отработки в составе РН одного семейства и высоким уровнем серийности их производства;

-          запуск всех маршевых двигателей на старте (а не в полете);

-          оснащение РН системами безопасности носителя, реализующими аварийные циклограммы работы РН при отказе одного двигателя (в целях спасения космонавтов и обеспечения сохранности стартового комплекса);

-          снижение технического риска создания тяжелых и сверхтяжелых РН за счет отработки универсальных ракетных блоков в рамках опережающих пусков более простых и дешевых РН семейства.

Анализ современного уровня технологий, прогноз развития в области материаловедения, специальной химии, приборостроения, микроэлектроники и нанотехнологий не позволяют получить достаточно точные оценки массогабаритных и других характеристик перспективных космических комплексов и систем. Вместе с тем с определенной степенью достоверности в настоящее время могут быть сформулированы требования к энергетическим характеристикам ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов, которые позволят обеспечить решение этих масштабных задач.

В частности, до 2015 г. потребности по выведению полезных грузов не противоречат требованиям к энергетическим характеристикам РН тяжелого класса «Ангара-А5" (на НОО — до 24,5 т, на ГПО — до 8 т, ГСО — до 4,5 т).

Ближнесрочная перспектива связана с выполнением работ по созданию на космодроме Восточный РН среднего класса повышенной грузоподъемности (не менее 20 т на НОО), которую по устоявшейся классификации можно отнести к РН тяжелого класса.

В среднесрочной перспективе требования по энергетическим возможностям РН тяжелого класса возрастают до 50 т на НОО. Это связано с началом работ по лунной программе, обеспечение которой потребует доставку на НОО и отлетную траекторию тяжелого полезного груза.

В дальнесрочной перспективе (2026–2040 гг.) потребуются сверхтяжелые носители размерностью более 100 т для обеспечения, главным образом, выведения элементов марсианского экспедиционного комплекса (их оптимальная размерность с технико-экономической точки зрения может достигать 100… 120 т).

Безусловно, возрастают требования к энергетическим характеристикам средств выведения для запусков традиционных полезных нагрузок, но скорее всего лунные и марсианские задачи в области РН сверхтяжелого класса будут определяющими.

Специалистами ГКНПЦ им. М. В. Хруничева проведены проектные проработки РН тяжелого и сверхтяжелого классов.

В ближнесрочной перспективе планируется завершить опытно-конструкторские работы (ОКР) и начать эксплуатацию космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» с РН легкого, среднего и тяжелого классов. Начало летных испытаний КРК «Ангара» планируется на 2010 г., первые пуски РН легкого и тяжелого классов предусматриваются в 2011 г. с космодрома Плесецк. Возможности КРК «Ангара» достаточны для решения всех задач этого временного интервала (таблица 1) [1].

Таблица 1

Основные характеристики РН «Ангара-3,-5"

А3

А5

Стартовая масса, т

480

759

Масса полезной нагрузки (ПН), т:

на орбите Нкр = 200 км; i = 63,1°

на ГСО (с КВРБ)

14,6

1,6

24,5

4,5

Одновременно ведутся работы по созданию КРК «Байтерек» в рамках российско-казахстанского проекта, предусматривающего использование РН «Ангара-А5" с космодрома Байконур. Начало летных испытаний КРК «Байтерек» планируется после завершения летных испытаний КРК «Ангара» на космодроме Плесецк.

Предложения ГКНПЦ им. М. В. Хруничева по созданию космодрома Восточный и его узлового элемента — КРК с носителем среднего класса повышенной грузоподъемности (CКПГ), предназначенного для обеспечения запусков автоматических КА и пилотируемых космических кораблей (ПКК), — основаны на максимальном использовании научно-технического, конструкторского и производственного заделов по КРК «Ангара» (таблица 2) [1].

Таблица 2

Основные характеристики РН СКПГ

Масса ПН, т:

на орбите Нкр = 200 км; i = 51,7°

ГСО

ГПО

к Луне

20

5,1

9,2

9,7

Стартовая масса, т

714

Стартовая тяговооруженность

1,37

Масса САС (головного обтекателя), т

4,0 (3,7)

Рабочий запас топлива, т:

1-й ступени

2-й ступени

510,6

127,5

Основное отличие РН «Ангара-А5П» от РН «Анга-ра-А5" состоит в исключении из состава РН третьей ступени, введении сдвижных сопловых насадков в конструкцию основных маршевых ЖРД РД-191, облегчении конструкции РН за счет ее оптимизации и применения новых конструкционных материалов. Кроме того, РН оснащена рядом новых систем, обеспечивающих повышение безопасности ее эксплуатации.

Такой подход позволяет резко снизить затраты на ОКР по РН и наземному комплексу (фактически речь будет идти о тиражировании значительной доли основных агрегатов и систем), а также минимизировать временной и технический риски создания РН. Варианты космической головной части для РН «Ангара-А5П» представлены на рис. 1.

Рис. 1. Варианты космической головной части РКН «Ангара-А5П» с КВРБ: а — с моноблочной полезной нагрузкой (ПН) (V= 150 м);б — для парного выведения ПН (V= 90 м3 + 50 м3); в — сПКК

Преимуществом предложенного проекта КРК является возможность эксплуатации всего семейства РН «Ангара» с одного наземного комплекса, включая модификации более тяжелой грузоподъемности (до 40… 50 т на НОО).

Размерность перспективного носителя обусловлена, в первую очередь, необходимостью реализации лунной программы, а также необходимостью группового выведения тяжелых КА на высокоэнергетические орбиты.

РН тяжелого класса в размерности 40…50 т на НОО может быть эффективно использована для реализации лунной программы по так называемым однопусковой и двухпусковой схемам. В первом случае реализуется «прямое» выведение на отлетную траекторию к Луне полезной нагрузки до 20 т. Во втором случае, если масса ПН превышает 20 т, на НОО выводятся первым пуском разгонная ступень массой более 40… 45 т и вторым пуском — «тяжелая» целевая нагрузка (взлетно-посадочный корабль, модули лунной орбитальной станции, модули лунной базы) с их последующей стыковкой и доставкой на окололунную орбиту.

Общий вид потенциальных «тяжелых» нагрузок для лунной миссии представлен на рис. 2.

Рис. 2. Потенциальные тяжелые нагрузки для лунной миссии: а — ПКК для полетов на лунную орбиту и посадки на Землю; б — орбитальный ракетный блок; в — модуль лунной орбитальной станции; г — пилотируемый посадочно-взлетный лунный корабль; д — грузовой посадочный лунный корабль; е — модули лунной базы.

Ниже приведены основные характеристики возможных вариантов РН тяжелого класса, базирующихся на имеющемся научно-техническом заделе (таблица 3–5) [1].

Таблица 3

Основные характеристики РН «Ангара-А7"

Масса ПН на орбите Нкр = 200 км, i = 51,8°, т

40,5

Стартовая масса, т

1154

Стартовая тяговооруженность

1,19

Масса головного обтекателя, т

3,5

Компоненты топлива 1-й и 2-й ступеней

О2+керосин

Маршевые двигатели (тяга, кН):

1-й ступени

2-й ступени

3-й ступени

6хРД-191 (11 760 у Земли)

РД-191 (2160 в пустоте)

2хРД-0146 (200 в пустоте)

Рабочие запасы топлива, т:

1-й ступени

2-й ступени

3-й ступени

765,9

240

19,6

Таблица 4

Основные характеристики РН «Ангара-А7П»

Масса ПН на орбите Нкр = 200 км, i = 51,8°, т

36

Стартовая масса, т

1125

Стартовая тяговооруженность

1,22

Масса головного обтекателя, т

3,5(4,0)

Компоненты топлива 1-й и 2-й ступеней

О2+керосин

Маршевые двигатели (тяга, кН):

1-й ступени

2-й ступени

6хРД-191 (11 760 у Земли)

РД-191 (2160 в пустоте)

Рабочие запасы топлива, т:

1-й ступени

2-й ступени

765,9

240

Таблица 5

Основные характеристики РН «Ангара-А7В»

Масса ПН, т:

на орбите Нкр = 200 км, i = 51,7°

ГСО

к Луне

50

11,4

20,7

Стартовая масса, т

1107

Стартовая тяговооруженность

1,20

Масса головного обтекателя, т

5,8

Рабочие запасы топлива, т:

1-й ступени

2-й ступени

765,9

200

Для КРК, создаваемого на космодроме Восточный, можно будет использовать один стартовый комплекс, оборудованный сдвижными платформами, для пусков любой из предлагаемых РН (рис. 3).

Рис. 3. Схема наземного комплекса РКК среднего и тяжелого классов

В дальнесрочной перспективе определяющей целевой задачей для РН сверхтяжелого класса после 2026 г. может стать задача пилотируемой экспедиции на Марс. В настоящее время существует множество вариантов по схеме организации подобной экспедиции.

ГКНПЦ им. М. В. Хруничева в рамках НИР проведен анализ этих вариантов. С учетом прогноза развития космической техники и технологий был выбран вариант марсианского экспедиционного комплекса (МЭК) с энергодвигательной установкой на основе бимодального ядерного ракетного двигателя (ЯРД). В качестве рабочего тела ЯРД предполагается использовать жидкий водород. В таблице 6 приведены характеристики МЭК с ЯРД.

Таблица 6

Основные характеристики МЭК с ЯРД

Масса ПН, т

150

Стартовая масса комплекса, т

770

Время полета, сут

460

Мощность реактора, кВт:

1-й режим

2-й режим

200

2 ∙105

Удельный импульс, с

940

Топливо

Н2

Общая масса ЯРД (4 модуля бимодального ЯРД), т

36,1

Число членов экипажа, чел

4 (6)

Для реализации пилотируемой экспедиции на Марс, по оценкам наших специалистов, представляется необходимым превентивный запуск беспилотного комплекса для проведения испытаний и доставки на поверхность планеты резервного корабля взлета и посадки с последующим полетом пилотируемого комплекса.

Исходя из суммарной массы МЭК на уровне 700…750 т, можно сказать, что потребуются многопусковые схемы доставки его элементов в размерности ~120 т с последующей их стыковкой и сборкой на орбите. В связи с этим предлагается рассмотреть два типа РН сверхтяжелого класса — «Амур-5" и «Енисей-5". Их основные характеристики представлены в таблице 7 [1].

Таблица 7

Основные характеристики РН

«Амур-5"

«Енисей-5"

Масса ПН, т:

на орбите Нкр = 200 км, i = 51,7°

ГСО

к Луне (однопусковая/ полуторапусковая схемы)

125

30

49/65

125

30

49/65

Стартовая масса, т

2583

2397

Стартовая тяговооруженность

1,43

1,42

Масса головного обтекателя, т

7

7

Рабочие запасы топлива, т:

1-й ступени

2-й ступени

3-й ступени

1620

420

160

1520

548

Очевидно, что после реализации начального этапа создания и развертывания околоземной и околопланетной инфраструктуры, на определенном этапе возникнет необходимость рутинной эксплуатации, характеризуемой массовой доставкой полезных нагрузок на целевые орбиты. В этом случае во главу угла будут поставлены экономическая и экологическая компоненты средств доступа в космос, поэтому вопрос создания экологически чистых, экономичных средств выведения встанет со всей остротой.

На наш взгляд, этот вопрос может быть в значительной степени решен за счет использования многоразовых средств выведения. Работы по созданию такого рода систем ведутся в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева на протяжении ряда лет.

К настоящему времени на уровне аванпроекта проработаны облик и основные характеристики многоразовой ракетно-космической системы (МРКС), представляющей на первом этапе частично многоразовую ракету-носитель с возвращаемыми блоками первой ступени (рис. 4).

Рис. 4. Общий вид и типовая схема полета многоразовой ракетно-космической системы

Основу многоразовой ракеты составляет возвращаемый ракетный блок, оснащенный поворотным крылом, обеспечивающим вместе с турбореактивным двигателем и другими авиационными элементами возврат блока к точке старта в автоматическом режиме.

Маршевый двигатель возвращаемого блока представляет из себя ЖРД многократного использования на компонентах топлива О2 + керосин или О2+СН4. Предполагаемая кратность применения такого двигателя должна быть не менее 20 при кратности использования планера, равной 100.

Важнейшие преимущества МРКС:

-          экономическая эффективность (снижение удельной стоимости выведения ПН);

-          отсутствие континентальных полей падения отделяющихся частей;

-          эффективность выполнения космических программ при интенсивном использовании средств выведения (высокий темп пусков).

Предложения по созданию такого ЖРД в рамках выпущенного аванпроекта представлены ведущими отечественными КБ — НПО Энергомаш и КБХА.

На базе такой концепции могут быть в перспективе созданы многоразовые системы с массой выводимой полезной нагрузки 21… 60 т на НОО, что, в принципе, на определенном этапе дает возможность в целевых задачах использовать многоразовые средства выведения.

Литература:

1.     В. Е. Нестеров, А. И. Кузин, Ю. О. Бахвалов. Перспективы создания тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей. Общероссийский научно-технический журнал «Полет». 2009. № 3. С. 3–8.

Обсуждение

Социальные комментарии Cackle