Ракета-носитель сверхлегкого класса

Начнем

Задача снижения стоимости вывода полезной нагрузки в данный момент остро стоит во всем мире. Уже сейчас за рубежом активными темпами набирает популярность организация частных космических предприятий, благодаря которым наблюдаются позитивные тенденции в области снижения стоимости пусков на международном рынке по выведению на орбиту космических аппаратов (КА). Если рассматривать КА с точки зрения средств выведения, то есть как полезную нагрузку ракеты-носителя (РН), то КА будет классифицироваться по массогабаритным характеристикам и высотой опорной орбиты, на которую его необходимо вывести. Наблюдаемая в настоящее время тенденция к уменьшению веса и габаритов космических аппаратов наряду с увеличением количества малых космических аппаратов (МКА) [1] объясняется не только низкой стоимостью изготовления и запуска, но и сравнительно малыми сроками разработки, а также возможностью решения разнообразных задач в интересах бизнеса и науки [2]. Общее понятие МКА довольное широкое: в него входят все искусственные спутники массой от 0.5 кг. до 1 тонны. Наиболее перспективным и в данный момент активно развивающимся направлением является формат МКА типа CubeSat. В настоящий момент выведенное, а также прогнозируемое количество CubeSat приведено на рисунок 1

Необходимо также принимать во внимание планы развертывания многоспутниковых группировок, прежде всего низкоорбитальных космических систем широкополосной связи, которые в ближайшие 10 лет могут насчитывать более 16 000 малых космических аппаратов класса мини, массой до 300–400 кг. Для осуществления поддержания группировок будут необходимы легкие РН [4], рассчитанные на выведение на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки массой от единиц килограммов до 500 килограммов. К таким носителям будут предъявляться требования минимальной стоимости и высокой оперативности пуска. Отличительная особенность группировок малых КА – низкие сроки жизни отдельных спутников на НОО из-за ускоренного по сравнению с более тяжелыми спутниками затухания орбиты и постепенной деградации применяемой при их создании промышленной и потребительской электроники. Поскольку все проектно-конструктивные параметры РН взаимосвязаны, минимизация стоимости пуска РН с технико-экономической точки зрения может быть достигнута за счет использования более современных технологий изготовления элементов РН (применение аддитивных технологий), применения доступных на рынке потребительских и промышленных узлов и агрегатов (особенно это актуально при разработке систем управления) повышением энергомассового совершенства, частичной замены натурных испытаний виртуальными при изготовлении конструкции, а также повторным использованием агрегатов РН.

На основе анализа рынка спутников сформированы следующие требования к перспективной РН:

• масса полезной нагрузки: 250 кг;

• целевая орбита: 500 км.

Кроме того, с учётом опыта ведущих зарубежных частных космических компаний (Space X, Blue Origin и др.) а также, исходя из интересов долгосрочного перспективного развития космической отрасли, требующих кардинального снижения стоимости запуска полезной нагрузки, было решено рассматривать вариант частично-многоразовой РН. Варианты полностью многоразовой системы, такие как воздушный старт + воздушно-космический самолёт и одноступенчатая РН, были отброшены в связи с высоким техническим риском. Более перспективными были признаны варианты системы с возвращаемой первой ступенью.

Рассмотрим варианты компоновок РН см. рисунок 2.

• Тандемная схема (у которой ступени расположены одна за другой и работают в полёте поочерёдно)

• Пакетная схема (несколько блоков, расположенных параллельно и относящихся к разным ступеням, работают в полёте одновременно)

Вариантов реализации "многоразовости" для данных компоновок немного, как правило, рассматривается тандемная схема с многоразовой первой ступенью (как у Falcon 9), или пакетная схема с многоразовыми боковыми блоками (как у гипотетической Энергии – 2), Однако, нам показалось, что при решении такой нетривиальной задачи стоит смотреть на вопрос более широко не ограничиваясь только классическими вариантами компоновки одноразовых РН. И в пакетной, и в тандемной схеме вторая ступень при выведении нагружается аэродинамическими усилиями и нагревом, хотя ее рабочий участок пролегает в разреженных верхних слоях атмосферы. Можно выиграть в массовых характеристиках, отказавшись от теплозащитного покрытия и уменьшив толщину обшивки баков и адаптера, если разместить вторую ступень в отсеке первой ступени, защитив конструкцию второй ступени от теплового и силового воздействия атмосферы. Проанализировав в первом приближении баллистические и массовые характеристики РН для траекторий выведения полезной нагрузки массой 250 кг на опорную орбиту 500 км мы пришли к выводу, что оптимальная масса второй ступени для двухступенчатой ракеты с такими характеристиками составляет менее 5-ти тонн, а её максимальные линейные размеры с учетом полезной нагрузки не превышают 6,5 метров в длине и 1,7 метра в ширине, что даёт некоторую свободу в выборе компоновки. Было решено отказаться от использования сбрасываемого обтекателя и полностью разместить вторую ступень внутри специального отсека первой ступени. Первую же ступень решено делать конической формы, так как такая форма, как известно, обеспечивает приемлемые аэродинамические характеристики в широком диапазоне чисел Маха. Для повышения аэродинамического качества и управляемости см. рисунок 3 у РН имеется цельноповоротное оперение, размещенное в носовой части, а также дополнительные аэродинамические поверхности, размещенные в хвостовой части.

Рассмотрим далее основные параметры и некоторые результаты.

Тактико-технические характеристики РН СЛК

На основе баллистического расчёта, сначала по формуле Циолковского, а потом по методике описанной в [8] проведены расчёты траектории выведения для указанной выше орбиты и ПН, получены следующие опорные характеристики РН СЛК:

Характеристики РН СЛК:

• Количество ступеней: 2

• Стартовая масса: 24,2 тонн

• Топливо: керосин-кислород

• Длинна: 15 метров

• Максимальный мидель: 2,8 м.

Двигательные установки предлагается реализовывать методом аддитивных технологий (3D-печать из металла методом лазерного спекания тут описано) На первой и второй ступени используются одни и те же двигатели (широкодиапазонные), однако на второй ступени стоит вариант двигателя с увеличенным соплом. Основные характеристики двигательной установки:

• Тяга 110,3 кН.

• Удельный импульс 315 с для I ступени и 335 с для II ступени.

Массогабаритные характеристики РН СЛК

Изначально хотели расписать более подробно, как и из каких соображений оценивалась масса того или иного агрегата, элемента РН, но получается очень много текста, поэтому рассмотрим только систему управления, поскольку тут более творческий процесс, в плане поиска, подбора и закупок комплектующих. Бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ) собирается на готовых технических решениях (серверная платформа класса 2U c установкой двух дублирующих процессоров), масса с учетом комплектующих - 25 кг (взята базовая модель 2U SuperMicro 2029P-C1R c начальным весом 17 кг). В качестве навигационной системы - БИНС с лазерными волоконно-оптическими гироскопами. Система посадки может включать в себя лазерный дальномер, комбинированный с FLIR-установкой

Источник тока. При удельной массе Li-ионных аккумуляторов в ~ 180 Вт-ч/к, номинальной длительности работы в 1 ч, потребляемой мощности БЦВМ в 800 Вт масса основного источника тока составляет 4.44 кг. Аккумулятор дублирован (+4.4 кг) плюс сделан запас на питание вспомогательных бортовых систем и подачу командных сигналов. Итого - 10 кг. Массы компонентов СУ округлялись до большего для учета непредсказуемых расходов массы (кабели и шлейфы, элементы закрепления в корпусе).

Теперь перейдем непосредственно к массовой сводке.

Основные моменты рассмотрели, перейдем к трехмерной геометрической модели (было рассмотрено несколько вариантов аэродинамической компоновке, остановились на «утке» поскольку цельноповротные передние аэродинамические поверхности более эффективны на больший числах Маха, чем элевоны), а также рассмотрим некоторые результаты имитационного моделирования РН.

Расчёт аэродинамических характеристик (АДХ) возвращаемой ступени численными методами на основе сформированной 3D модели

Метод решения задач аэрогазодинамики основан на решении уравнений Навье-Стокса, которые описывают законы сохранения массы, импульса и энергии для потока жидкости. Решение уравнений проводится с помощью дискретного численного метода, основанного на методе конечного объёма. При расчёте аэродинамических характеристик (АДХ) использовали различные программные пакеты, в том числе и OpenFOAM, для получения более точного итогового результата АДХ, все полученные значения были усреднены. Расчет АДХ происходил в связанной системе координат при следующих условиях М = 0,5 h = 5 км, М = 4 h = 30 км, М = 8 h = 40 км (М - число Маха, h - высота). Результаты расчетов приведены на рисунке 4.

Циклограмма функционирования РН СЛК

1.  РН стартует вертикально и начинает набор скорости до M~0.4 - 0.5.
   В это время выполняется маневр по крену (за счет отклонения аэродинамических органов управления) для достижения заданного азимута пуска рисунок 5.

2. Спустя 15 секунд после отрыва от стартового стола начинается маневр в плоскости тангажа с отрицательным углом атаки, который продолжается 10секунд.

3. После завершения маневра продолжается полет с набором высоты, скорости и уменьшением угла наклона траектории к местному горизонту. На110 секунде полета производится выключение 2 из 4 ЖРД первой ступени, чтобы снизить величины перегрузок в конце участка работы первой ступени.

4. К 157 секунде полета ДУ первой ступени завершает работу, и начинается участок баллистической паузы (когда ракета летит по инерции) вплоть до выхода в точку отделения 2-ой ступени (~ 11 секунд).

5. После отделения 2-ой ступени возвращаемая первая ступень совершает маневр ухода от второй ступени рисунок 8 на тяге двигателей ориентации, после чего ориентируется в направлении входа в атмосферу с большим углом атаки.

6. После ухода на безопасное расстояние (еще ~ 5 секунд) вторая ступень выполняет первое включение ДУ и переходит на переходную эллиптическую орбиту. Второй импульс подается перед апогеем (~900-1000 секунд после старта) переходной орбиты и переводит ее в круговую рисунок 6.

7. Первая ступень после краткого участка баллистического полета входит в плотные слои атмосферы с большим углом атаки (~ 20 градусом) и начинает аэродинамическое торможение. Боковой промах относительно платформы приземления выбирается маневром по крену. Поглощение излишней энергетики реализуется увеличением угла атаки до 40 - 50градусов (при этом снижается качество и в разы увеличивается коэффициент лобового сопротивления).

8. Достигнув района размещения посадочной платформы, первая ступень совершает переворот с гашением скорости тягой ДУ и совершает посадку.

Поскольку в атмосферу входит израсходовавшая большую часть топлива первая ступень без полезной нагрузки, она имеет малую нагрузку на единицу площади в результате чего эффективно тормозится в верхних слоях атмосферы и к тому же малую по сравнению с возвращаемым орбитальными челноками скорость вхождения (V ~ 2,3 км/с) в плотные слои атмосферы в результате чего имеет сравнительно небольшие тепловые силовые нагрузки (далее приведены). В отличие от «классических» одноразовых РН, первая ступень воспринимает также интенсивные аэродинамические и тепловые нагрузки при возвращении в плотные слои атмосферы, выполняя серию маневров гашения избыточной скорости и наведения на точку посадки. Дополнительные аэродинамические нагрузки воспринимаются внешней обшивкой (aeroshell), разделенной на носовой наконечник, корпусную часть и хвостовой отсек. Рассмотрим далее какой же нагрев на поверхности аппарата у нас возникает при возврате I ступени рисунок 9.

Теплозащита состоит из наружной стальной панели и слоя теплоизоляции на основе минерального волокна. Совместно со стенками топливных баков и соединительных отсеков такая конструкция воспринимает аэродинамические нагрузки. Предварительная площадь защищаемой поверхности ~ 60 м²

P.S.

Дамы и господа, кому публикация понравилась или вас заинтересовало, приглашаю принять участие в данном проекте, кто, как и чем может, бывает даже банальный совет помогает решить сложный технический вопрос, всех готовы выслушать и обговорить более детально.

• Контакт для связи: Ser.Gudzenko@gmail.com

P.P.S.

Мы не хотели превращать данную публикацию в научно-технический отчет, на овер много листов и писать все строго научно-техническим языком, старались описать все максимально просто, чтобы даже самый рядовой боец диванных войск все осознал.

Если говорить серьезно, то процесс проектирования РН или ракетных комплексов довольно системный и вы можете найти в любой книге по проектированию РН ( как вариант [7]) блок схему всей системы (как, что и в какой последовательности по этапам зачем идет и т.д.), в данной работе рассмотрены только самые основные моменты, сама же проделанная работа более сложная, нежели тут расписано.