ПРОЕКТ МНОГОРАЗОВОЙ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ (МТКС) СТАРТУЮЩЕЙ С САМОЛЁТА-НОСИТЕЛЯ С ПЛАНИРУЮЩИМ РАКЕТНЫМ БЛОКОМ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ

 

АННОТАЦИЯ

В статье определяется облик МТКС стартующей с самолёта-носителя с планирующим ракетным блоком первой ступени с полностью многоразовыми ракетными блоками, возвращающимися на место старта. Представлен расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик МТКС. Определяется общий вид, предварительная компоновка, а также тип и количество двигательных установок (ДУ).

ABSTRACT

The article defines the appearance of the MTCS launched from a carrier aircraft with a gliding first-stage rocket block with fully reusable rocket blocks that return to the launch site. The article presents a calculation of the preliminary main design parameters (MDP), volumetric, dimensional, and mass-energy characteristics of the MTCS. The article defines the general appearance, preliminary layout, and type and number of propulsion systems (PS).

 

Ключевые слова: Многоразовая транспортная космическая система (МТКС), ракетный блок (РБ), воздушно-космический самолёт (ВКС).

Keywords: Reusable space transport system, rocket block, aerospace aircraft.

 

Введение

Цель статьи состоит в определении облика МТКС стартующей с самолёта-носителя с планирующим ракетным блоком первой ступени с полностью многоразовыми ракетными блоками, возвращающимися на место старта. Данная МТКС предназначена для выведения космических аппаратов, для снабжения орбитальных систем на орбите Земли и возврат грузов, для снабжения ТЭМ, который разрабатывается для снабжения лунной станции.

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

Определение лётно-технических характеристик (ЛТХ).

Основные ЛТХ и другие характеристики, которые будут определять ОПП, массово-энергетические и объёмно-габаритные параметры, заданы в статье [5]. Определена масса полезной нагрузки, целевая орбита выведения и габариты грузового отсека. Также в статье [5] определены скоростные импульсы для перехода с НОО высотой 200 км сначала на эллиптическую орбиту высотой 200х800 км, затем на круговую орбиту высотой 800 км, а затем для схода с круговой орбиты высотой 800 км.

 Учитывая, что масса полезной нагрузки самолёта-носителя ограничена, значит и стартовая масса МТКС будет ограничена этим параметром. В качестве самолёта-носителя для данной МТКС предлагается рассмотреть проект НПО «Молния» самолёт М-1000 «Геракл». Проект не был реализован, но является чрезвычайно перспективным, обладая уникальными ЛТХ. Максимальная масса полезной нагрузки составляет 450 т с учётом элементов крепления. Примем за максимальную массу МТКС величину в 410 т. 40 т оставим на пилон для подвески и отделения МТКС от самолёта-носителя. Максимальные габариты МТКС не должны превышать значение 60х11х9,4 м. Аналогов самолёта М-1000 «Геракл» в настоящее время нет. В США компанией «Скайлед композитс» разработан и построен самолёт двухфюзеляжной схемы «Стратоланч Модел 351», но его максимальная масса полезной нагрузки составляет 230 т.

 

Рисунок 1. Самолёт М-1000 «Геракл»

 

Самолёт М-1000 выполнен по двухфюзеляжной схеме и является продольным трипланом. Использование несущих свойств всех трех плоскостей триплана значительно снижает нагрузки на конструкцию и обеспечивает существенное снижение размеров и массы самолета по сравнению с традиционными схемами. При одинаковых габаритах грузоподъемность «Геракла» в полтора раза выше, чем у известного самолета Ан-225 «Мрия».

МТКС располагается на пилоне под крылом между фюзеляжами по оси симметрии самолёта. Разработка такого огромного самолёта только для МТКС является минусом данной схемы. Но данный ЛА также можно использовать для перевозки крупногабаритных грузов на дальние расстояния в интересах промышленных организаций и в интересах МО и тогда проект такого самолёта можно сделать окупаемым. Также использование самолёта-носителя в качестве стартового комплекса позволяет исключить наземный стартовый комплекс.

 

Рисунок 2. МТКС вертикального старта с крылатыми МРБ (после отделения от самолёта-носителя)

 

Схема старта, полёта и посадки

Данная МТКС состоит из двух ступеней. Ракетным блоком первой ступени является планирующий ракетоплан. Вторая ступень – это воздушно-космический самолёт (ВКС), который одновременно является и орбитальной ступенью. Ракетный блок первой ступени и ВКС имеют аэродинамическую схему «несущий корпус» и выполняют посадку на ВПП с помощью планирования без использования ДУ.

Старт осуществляется с самолёта-носителя (СН). СН взлетает с ВПП и направляется в точку старта МТКС. Точка старта располагается на расстоянии 500 км от ВПП, в связи с тем, что 500 км - это дальность полёта РБ первой ступени. Старт МТКС осуществляется в направлении ВПП. После отделения от СН начинает работу РБ первой ступени. После окончания работы РБ запускается ДУ орбитальной ступени, работа которой обеспечивает выход на НОО. РБ первой ступени двигаясь по инерции входит в атмосферу, гасит скорость и начинает снижение с выходом в зону посадки. Дальше РБ выполняет горизонтальную посадку на ВПП. После выполнения всех задач на орбите ВКС выдаёт тормозной импульс, входит в атмосферу, гасит скорость и также выполняет горизонтальную посадку на ВПП.

Данная схема МТКС обеспечивает всеазимутальность пусков. Не требуются специальные районы падения отделяющихся частей. РБ первой ступени и орбитальную ступень не требуется доставлять к месту старта (если у стартового комплекса есть аэродром). Все элементы многоразовые и не требуется изготовление новых блоков для обеспечения эксплуатации. Но все элементы требуют послеполётного и периодического технического обслуживания. Также данная схема запуска позволяет минимизировать массу РБ первой ступени. РБ не требуется ДУ и топливо для возвращения на ВПП. Возвращение осуществляется по инерции.

Особенностью РБ первой ступени и ВКС является аэродинамическая схема «несущий корпус». Такая схема выбрана по следующим причинам. Аппарат имеет меньшую массу аэродинамических поверхностей по сравнению с крылатыми аппаратами. Аэродинамическое качество такого ЛА имеет необходимую и достаточную величину для обеспечения посадки на ВПП с требуемым манёвром по дальности и в боковом направлении. Кроме того, преимуществом аппарата с несущим корпусом (в сравнении с крылатым) является менее сложное решение проблемы теплоизоляции конструкции.

 

Рисунок 3. Схема полёта МТКС

 

Материалы и методы

Определение основных проектных параметров.

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

Для определения относительной конечной массы первой ступени µ_к1 решим уравнение

Начальная перегрузка   

Конечная скорость первой ступени  

Скорость самолёта-носителя

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  

Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 1-й ступени

Вычислим относительную массу полезной нагрузки 1-й 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.

Найдём массу второй ступени

Масса полезной нагрузки с учётом топлива для орбитального маневрирования

Вычислим массу первой ступени

Вычислим массу топлива РБ второй ступени

Вычислим конечную массу РБ второй ступени

Вычислим массу топлива РБ первой ступени

Вычислим конечную массу РБ первой ступени

Дальность свободного падения РБ первой ступени от места старта

Угол наклона траектории МРБ первой ступени

Начальная масса орбитальной ступени

Масса орбитальной ступени на орбите

Масса орбитальной ступени перед сходом с орбиты

Начальная масса МРБ первой ступени

Конечная масса МРБ первой ступени

Общая тяга ДУ первой ступени

Количество ДУ первой ступени

Тяга одного ДУ (РД-182) первой ступени

Общая тяга ДУ второй ступени

Количество ДУ второй ступени

Тяга одного ДУ (РД-0150) второй ступени

Далее вычислим массу топлива необходимую для перехода орбитальной ступени с низкой круговой орбиты высотой 200 км на круговую орбиту высотой 800 км и с последующим сходом с этой орбиты.

Вычислим относительную массу топлива для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на эллиптическую орбиту с апогеем 800 км

Масса топлива для перехода на эллиптическую орбиту

Вычислим относительную массу топлива для перехода с эллиптической орбиты с апогеем 800 км на круговую орбиту высотой 800 км

Масса орбитальной ступени на эллиптической орбите

Масса топлива для перехода на круговую орбиту высотой 800 км

Вычислим относительную массу топлива для схода с круговой орбиты высотой 800 км с последующим приземлением

Масса орбитальной ступени на круговой орбите

Масса топлива для схода с круговой орбиты высотой 800 км

Общая масса топлива для перехода на орбиту высотой 800 км и последующего схода с неё

Масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 800 км

Далее вычисляем массовую сводку по системам первой ступени:

Масса топливных отсеков первой ступени

Масса переходных отсеков первой ступени

Масса ДУ первой ступени

Масса системы управления первой ступени

Масса теплозащиты первой ступени

Удельная конструктивно-массовая характеристика теплозащиты

Масса крыла и других аэродинамических поверхностей первой ступени

Относительная масса крыла и других аэродинамических поверхностей МРБ первой ступени

Относительная масса средств возвращения первой 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

Масса теплозащиты второй ступени

Удельная конструктивно-массовая характеристика теплозащиты

Масса топлива для возвращения второй ступени

Масса топливных отсеков для топлива торможения второй ступени

Масса аэродинамических поверхностей второй ступени

Относительная масса несущих аэродинамических поверхностей для аппарата «несущий корпус»

Относительная масса средств возвращения орбитальной ступени

Расчёт объёмов и габаритов топливных отсеков ступеней.

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков первой ступени (МРБ):

Соотношение компонентов топлива (метан-кислород) первой ступени

Плотность окислителя первой ступени

Плотность горючего первой ступени

Объём окислителя первой ступени

Объём горючего первой ступени

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

Исходя из компоновки МРБ целесообразно окислитель разместить в трёх баках: одном центральном и двух боковых.

Примем диаметр центрального бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения центрального бака окислителя

Длина центрального бака окислителя одного МРБ

Примем диаметр бокового бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бокового бака окислителя

Длина бокового бака окислителя одного МРБ

 

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего МРБ

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 одного из двух баков горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина одного из двух баков горючего второй ступени

Параметры и характеристики МТКС 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 МТКС (представлены на рисунках 4-9) определены с учётом объёмов компонентов ракетного топлива (КРТ), расположения и габаритов грузового и стыковочных отсеков, типа и количества ДУ, и объёмов БРЭО.

Основные характеристики:

- масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 200 км – 11,5 т;

- масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 800 км – 10 т;

- масса первой ступени – 407 т;

- масса второй ступени – 60,8 т;

- конечная масса ракетного блока первой ступени – 35,9 т;

- конечная масса ракетного блока второй ступени – 9,4 т;

- масса топлива первой ступени – 310,3 т;

- масса топлива второй ступени – 40 т;

- двигательная установка первой ступени – РД-182 (3 шт.);

- двигательная установка второй ступени – РД-0150 (2 шт.);

- компоненты ракетного топлива первой ступени – метан/кислород;

- компоненты ракетного топлива второй ступени – водород/кислород.

 

Рисунок 4. Вид сбоку                                          Рисунок 5. Вид снизу

 

Рисунок 6. Вид против полёта                            Рисунок 7. Вид по полёту

 

Рисунок 8. Компоновка МРБ

 

Рисунок 9. Компоновка ВКС

 

Заключение.

Данная схема МТКС является всеазимутальной, не требует отведения специальных районов падения отделяющихся РБ. МТКС использует экологически чистые КРТ. Все элементы являются многоразовыми. МРБ и орбитальная ступень возвращаются к месту старта, что снижает затраты на поисково-спасательные работы и транспортировку к месту обслуживания и старта. В конструкции МТКС применены разрабатывающиеся перспективные ЖРД. Для обеспечения воздушного старта требуется разработка тяжёлого транспортного самолёта-носителя с грузоподъёмностью не менее 450 т, который должен обеспечивать возможность внешней подвески МТКС. Разработка такого самолёта потребует больших временных и материальных затрат, что является минусом данной схемы. Но данный самолёт может использоваться не только как стартовый комплекс для МТКС, но и как транспортный самолёт военного и гражданского назначения. Плюсом данной схемы является отсутствие наземного стартового комплекса.

В грузовом отсеке ВКС возможно размещение следующей полезной нагрузки:

- космический аппарат;

- пассажирский модуль;

- грузовой модуль (для доставки на орбитальные комплексы топлива, воды, грузов);

- лабораторный модуль (для автономных исследований в космосе).

 

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