ПРОЕКТ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ ШИРОКОГО СПЕКТРА ГРУЗОПОДЪЁМНОСТИ НА ОСНОВЕ ВОЗВРАЩАЕМЫХ КРЫЛАТЫХ РАКЕТНЫХ БЛОКОВ

 

АННОТАЦИЯ

В статье определяется облик транспортной космической системы (ТКС) вертикального старта на основе крылатых многоразовых ракетных блоков (КМРБ), возвращающихся на место старта. ТКС состоит из нескольких систем различной грузоподъёмности на низкую околоземную орбиту (НОО). А именно, из систем лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов. Представлен расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик ТКС различных классов с крылатым возвращаемыми многоразовыми ракетными блоками. Определяется общий вид, предварительная компоновка, а также тип и количество двигательных установок (ДУ).

ABSTRACT

The article defines the appearance of the vertical launch transport space system (TSS) based on cruise reusable rocket blocks (CRRB) returning to the launch site. The space station consists of several systems with different payload capacities for low-Earth orbit (LEO). Namely, from systems of light, medium, heavy and superheavy classes. The calculation of the preliminary basic design parameters, volume-dimensional and mass-energy characteristics of TSS of various classes with cruise recoverable reusable missile blocks is presented. The general appearance, preliminary layout, as well as the type and number of propulsion systems are determined.

 

Ключевые слова: транспортная космическая система (ТКС), ракета носитель (РН), ракетный блок (РБ), жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).

Keywords: Transport space system (TSS), launch vehicle (LV), rocket block (RB), liquid rocket engine (LRE).

 

Введение

Цель статьи состоит в определении облика частично - многоразовой ТКС вертикального старта. В статье [5] был представлен проект МТКС среднего класса с возвращаемыми КМРБ. На основе КМРБ целесообразно разработать целый спектр ракет-носителей различной грузоподъёмности от лёгкого класса до сверхтяжёлого.

Задачей статьи является расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик ракет - носителей ТКС, определение общего вида, предварительной компоновки, а также типа и количества ДУ.

Определение лётно-технических характеристик (ЛТХ).

ТКС состоит из четырёх систем и ракет-носителей:

- ракета-носитель лёгкого класса (масса полезной нарузки на НОО – 5,9 т);

- МТКС с КМРБ (масса полезной нарузки на НОО – 11,9 т);

- ракета-носитель тяжёлого класса (масса полезной нарузки на НОО – 24,6 т);

- ракета-носитель сверхтяжёлого класса (масса полезной нарузки на НОО – 61 т);

Грузоподъёмность ракеты-носителя лёгкого класса определяется энергетическими характеристиками одного КМРБ, который является РБ первой ступени. Выбор ЛТХ МТКС среднего класса описан в [5]. Грузоподъёмность ракеты-носителя тяжёлого класса выбрана исходя из массы геостационарных космических аппаратов с разгонным блоком типа ДМ, «Бриз». Такая ракета-носитель является аналогом ракет-носителей «Протон» и «Ангара-5». Ракета-носитель сверхтяжёлого класса должна обеспечивать массу полезной нагрузки необходимую для грузового обеспечения лунной программы [4].

Данная ТКС позволяет реализовать транспортное обеспечение программы строительства базы и обеспечения добычи ресурсов на Луне, экспедиций на Марс, создания промышленных орбитальных комплексов и их эксплуатации, выведения всех типов космических аппаратов на орбиту Земли и на межпланетные траектории.

Схема старта, полёта и посадки.

Все четыре системы выполняют вертикальный старт с единого унифицированного стартового комплекса. Ракетными блоками первых ступеней являются КМРБ. Схема полёта и посадки КМРБ описана в [5]. Ракетные блоки вторых и третьих ступеней ракет-носителей, кроме МТКС с КМРБ, являются блоками однократного применения. После отделения РБ первых ступеней довыведение полезной нагрузки (ПН) на орбиту осуществляется РБ верхних ступеней, которые остаются на НОО. Единственным исключением является РБ второй ступени РН сверхтяжёлого класса. Для её падения нужно будет отводить специальный район. Но, учитывая, что частота стартов РН свертяжёлого класса не будет высокой это является не критичным. На рисунке 1 представлены предварительные общие виды РН лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжёлого классов соответственно.

 

Рисунок 1. ТКС на основе КМРБ

 

Материалы и методы

Определение основных проектных параметров.

Методика расчёта разработана на основании источников [1,2,3].

Исходными данными для расчёта являются массово-энергетические характеристики КМРБ первой ступени:

Начальная масса КМРБ – 230,7 т

Конечная масса КМРБ – 31 т

Масса топлива КМРБ – 199,7 т

Тяга ДУ КМРБ – 500 тс

Удельный импульс тяги КМРБ – 330 с

Расчёт РН лёгкого класса

Массово-энергетические характеристики ракетного блока первой ступени, состоящего из одного КМРБ:

Начальная масса РБ первой ступени

Масса топлива РБ первой ступени

Конечная масса РБ первой ступени

Общая тяга ДУ первой ступени

Для определения относительной конечной массы первой ступени µ_к1 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость первой ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 1-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары метан-кислород   

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса первой ступени  

Для определения относительной конечной массы второй ступени µ_к2 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость второй ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 2-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары водород-кислород    

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса второй ступени  

Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 2-й ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 2-й ступени

Определение массово-энергетических характеристик.

Вычислим массу первой ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 1-й ступени

Найдём массу второй ступени

Найдём массу полезной нагрузки

Вычислим массу топлива РБ второй ступени

Вычислим конечную массу РБ второй ступени

Общая тяга ДУ второй ступени

Количество ДУ второй ступени

Тяга одного ДУ (РД-0150) второй ступени

Вычисляем массовую сводку по системам второй ступени:

Масса топливных отсеков второй ступени

Масса переходных отсеков второй ступени

Масса ДУ второй ступени

Масса системы управления второй ступени

Расчёт объёмов и габаритов топливных отсеков ступеней.

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков второй ступени:

Соотношение компонентов топлива (водород-кислород) второй ступени

Плотность окислителя второй ступени

Плотность горючего второй ступени

Объём окислителя второй ступени

Объём горючего второй ступени

Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты бака окислителя.

Примем диаметр бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бака окислителя

Длина бака окислителя второй ступени

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего второй ступени

Расчёт РН тяжёлого класса

Массово-энергетические характеристики ракетного блока первой ступени, состоящего из 4-х КМРБ:

Начальная масса РБ первой ступени

Масса топлива РБ первой ступени

Конечная масса РБ первой ступени

Общая тяга ДУ первой ступени

Для определения относительной конечной массы первой ступени µ_к1 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость первой ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 1-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары метан-кислород   

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса первой ступени  

Для определения относительной конечной массы второй ступени µ_к2 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость второй ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 2-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары водород-кислород   

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса второй ступени  

Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 2-й ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 2-й ступени

Определение массово-энергетических характеристик.

Вычислим массу первой ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 1-й ступени

Найдём массу второй ступени

Найдём массу полезной нагрузки

Вычислим массу топлива РБ второй ступени

Вычислим конечную массу РБ второй ступени

Общая тяга ДУ второй ступени

Количество ДУ второй ступени

Тяга одного ДУ (РД-0150) второй ступени

Вычисляем массовую сводку по системам второй ступени:

Масса топливных отсеков второй ступени

Масса переходных отсеков второй ступени

Масса ДУ второй ступени

Масса системы управления второй ступени

Расчёт объёмов и габаритов топливных отсеков ступеней.

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков второй ступени:

Соотношение компонентов топлива (водород-кислород) второй ступени

Плотность окислителя второй ступени

Плотность горючего второй ступени

Объём окислителя второй ступени

Объём горючего второй ступени

Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты бака окислителя.

Примем диаметр бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бака окислителя

Длина бака окислителя второй ступени

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего второй ступени

Расчёт РН сверхтяжёлого класса

Массово-энергетические характеристики ракетного блока первой ступени, состоящего из 7-и КМРБ:

Начальная масса РБ первой ступени

Масса топлива РБ первой ступени

Конечная масса РБ первой ступени

Общая тяга ДУ первой ступени

Для определения относительной конечной массы первой ступени µ_к1 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость первой ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 1-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары метан-кислород   

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса первой ступени  

Для определения относительной конечной массы второй ступени µ_к2 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость второй ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 2-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары водород-кислород   

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса второй ступени  

Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 2-й ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 2-й ступени

Для определения относительной конечной массы третьей ступени µ_к3 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость второй ступени  

Скорость истечения газов из ЖРД 2-й ступени  

Удельный импульс тяги для пары водород-кислород    

Ускорение свободного падения для Земли  

Относительная конечная масса второй ступени  

Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 3-й ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 2-й ступени

Определение массово-энергетических характеристик.

Вычислим массу первой ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 1-й ступени

Найдём массу второй ступени

Найдём массу третьей ступени

Найдём массу полезной нагрузки

Вычислим массу топлива РБ третьей ступени

Вычислим конечную массу РБ третьей ступени

Общая тяга ДУ третьей ступени

Количество ДУ третьей ступени

Тяга одного ДУ (РД-0120) третьей ступени

Вычисляем массовую сводку по системам третьей ступени:

Масса топливных отсеков третьей ступени

Масса переходных отсеков третьей ступени

Масса ДУ третьей ступени

Масса системы управления третьей ступени

Вычислим массу топлива РБ второй ступени

Вычислим конечную массу РБ второй ступени

Общая тяга ДУ второй ступени

Количество ДУ второй ступени

Тяга одного ДУ (РД-0120) второй ступени

Вычисляем массовую сводку по системам второй ступени:

Масса топливных отсеков второй ступени

Масса переходных отсеков второй ступени

Масса ДУ второй ступени

Масса системы управления второй ступени

Расчёт объёмов и габаритов топливных отсеков ступеней.

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков второй ступени:

Соотношение компонентов топлива (водород-кислород) второй ступени

Плотность окислителя второй ступени

Плотность горючего второй ступени

Объём окислителя второй ступени

Объём горючего второй ступени

Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты бака окислителя.

Примем диаметр бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бака окислителя

Длина бака окислителя второй ступени

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего второй ступени

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков третьей ступени:

Соотношение компонентов топлива (водород-кислород) третьей ступени

Плотность окислителя третье ступени

Плотность горючего третьей ступени

Объём окислителя третье ступени

Объём горючего третье ступени

Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты бака окислителя.

Примем диаметр бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бака окислителя

Длина бака окислителя третье ступени

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего третье ступени

Параметры и характеристики ракет-носителей оптимизируются в несколько этапов до достижения максимальной относительной массы полезной нагрузки.

Результаты и обсуждение

Определение предварительной компоновки и общего вида.

Общий вид, компоновка и теоретический контур ракет-носителей (представлены на рисунках 2-7) определён с учётом объёмов компонентов ракетного топлива (КРТ), типа и количества ДУ и объёмов БРЭО. Компоновка и общий вид КМРБ даны в статье [5]. В таблице 1 представлены основные характеристики средств выведения.

Таблица 1.

Основные характеристики РН ТКС

	РН лёгкого класса	МТКС с КМРБ	РН тяжёлого класса	РН сверх-тяжёлого класса
Масса ПН на НОО 200 км, т	5,9	11,9	24,6	61
Масса 1-й ступени, т	277	553	1149	2158
Масса 2-й ступени, т	46,3	92	266,1	543,2
Масса 3-й ступени, т	-	-	-	213,6
Конечная масса РБ 1-й ст., т	32	62,5	124	217
Конечная масса РБ 2-й ст., т	5,9	15	29,2	56,5
Конечная масса РБ 3-й ст., т	-	-	-	25,4
Масса топлива 1-й ст., т	199,7	399	798,8	1397,9
Масса топлива 2-й ст., т	34,5	65	172,3	273,5
Масса топлива 3-й ст., т	-	-	-	127,2
ЖРД 1-й ступени	РД-182х2	РД-182х4	РД-182х8	РД-182х14
ЖРД 2-й ступени	РД-0150х1	РД-0150х3	РД-0150х5	РД-0120х6
ЖРД 3-й ступени	-	-	-	РД-0120х3
КРТ 1-ступени	метан/О2	метан/О2	метан/О2	метан/О2
КРТ 2-ступени	Н2/О2	Н2/О2	Н2/О2	Н2/О2
КРТ 3-ступени	-	-	-	Н2/О2

 

Рисунок 2. Общий вид РН лёгкого класса

 

Рисунок 3. Компоновка 2-й ступени РН лёгкого класса

 

Рисунок 4. Общий вид МТКС среднего класса

 

Рисунок 5. Общий вид РН тяжёлого класса

 

Рисунок 6. Компоновка 2-й ступени РН тяжёлого класса

 

Рисунок 7. Общий вид РН сверхтяжёлого класса

 

Рисунок 8. Компоновка 2-й и 3-й ступеней РН сверхтяжёлого класса

 

Заключение

Данная ТКС является системой широкой унификации по многоразовым ракетным блокам первых ступеней и двигательным установкам ракетных блоков верхних ступеней, что снижает затраты на производство и эксплуатацию средств выведения. ТКС не требует отведения специальных районов падения отработавших ракетных блоков и является всеазимутальной (кроме РН сверхтяжёлого класса). ТКС использует экологически чистые компоненты ракетного топлива. ТКС закрывает основные потребности в средствах выведения широкого спектра грузоподъёмности. В состав системы входят не только частично-многоразовые ракеты-носители, но и МТКС, которая может осуществлять как выведения космических аппаратов на орбиту, так и транспортное снабжение орбитальных систем (в том числе транспортировку и возвращение космонавтов).

 

Список литературы:

1. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолётов. – М.: Машиностроение, 1983. - 616 с.
2. Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., Зернов В.И. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы). – М.: Машиностроение, 2005. - 375 с.
3. Мухамедов Л.П. Основы проектирования транспортных космических систем. – М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019. - 265 с.
4. Под научной редакцией Легостаева В.П. и Лопоты В.А. Луна – шаг к технологиям освоения Солнечной системы. – М.: РКК «Энергия», 2011. - 584 с.
5. Петроченков С.А. Расчёт предварительных основных проектных параметров и массово-энергетических характеристик перспективной многоразовой транспортной авиационно-космической системы с крылатыми возвращаемыми ракетными блоками // Universum: технические науки: электрон. научн. журн. 2024. 4(121). URL: https://7universum.com/ru/tech/archive/item/17362