ПРОЕКТ ЧАСТИЧНО-МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ВЕРТИКАЛЬНОГО СТАРТА И ПОСАДКИ С ВНЕШНИМИ ТОПЛИВНЫМИ БАКАМИ (ВТБ)

УДК 629.19+621.455

Аннотация

В статье определяется облик частично-многоразовой ракеты-носителя лёгкого класса вертикального старта и посадки с внешними топливными баками (ВТБ) для обеспечения снижения стоимости вывода грузов на низкую околоземную орбиту. Представленный проект ракеты-носителя является компромиссным решением между полностью многоразовыми транспортными системами и ракетами однократного применения. Система обладает преимуществами как многоразовых систем, так и ракет однократного применения.

Предлагаемую схему ракеты-носителя можно масштабировать под любую массу полезной нагрузки и под любую орбиту. Задачей данного проекта является предложение ракеты-носителя в наиболее востребованном сегменте полезных нагрузок. Учитывая устойчивую тенденцию к уменьшению массы и габаритов космических аппаратов, наиболее востребованными становятся ракеты-носители лёгкого и сверх лёгкого класса для запуска космических аппаратов на низкие и средневысотные орбиты. Данный класс космических аппаратов занимает довольно большой сегмент рынка коммерческих, военных и научных спутников. Для данного проекта ракеты-носителя зададим массу полезной нагрузки 3 т на круговой орбите высотой 200 км.

В статье представлен расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик ракеты-носителя. Определяется общий вид, предварительная компоновка, а также тип и количество двигательных установок (ДУ).

Abstract

The article defines the appearance of a partially reusable light-class vertical launch and landing carrier rocket with external fuel tanks (ETBs) to reduce the cost of launching cargo into low Earth orbit. The presented carrier rocket project is a compromise solution between fully reusable transport systems and single-use rockets. The system has the advantages of both reusable systems and single-use rockets.

The proposed launch vehicle design can be scaled to accommodate any payload mass and orbit. The goal of this project is to offer a launch vehicle in the most sought-after payload segment. Given the steady trend towards reducing the mass and size of spacecraft, light and ultra-light launch vehicles are becoming increasingly popular for launching spacecraft into low- and medium-altitude orbits. This class of spacecraft occupies a significant portion of the market for commercial, military, and scientific satellites. For this launch vehicle project, we will set the payload mass to 3 tons in a circular orbit with an altitude of 200 km.

The article presents the calculation of the preliminary basic design parameters (BDP), volumetric and mass-energy characteristics of the launch vehicle. The general appearance, preliminary layout, as well as the type and number of propulsion units (PU) are determined.

Ключевые слова: Частично-многоразовая ракета-носитель (РН), ракетный блок (РБ), внешний топливный бак (ВТБ).

Keywords: Partially reusable launch vehicle, rocket block (RB), external fuel tank (ETF).

Введение

Цель статьи состоит в определении предварительного облика частично-многоразовой ракеты-носителя лёгкого класса вертикального старта и посадки на место старта со сбрасываемыми внешними топливными баками (ВТБ). Данная РН предназначена для выведения космических аппаратов на низкую околоземную орбиту с обеспечением снижения стоимости вывода.

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

Определение лётно-технических характеристик (ЛТХ).

Общая схема ракеты-носителя была предложена в книге [9] и предварительно рассмотрена в статье [6] как один из возможных вариантов реализации многоразовых и частично-многоразовых систем. Предлагаемую схему РН можно масштабировать под любую массу полезной нагрузки и под любую орбиту. Задачей данного проекта является предложение РН в наиболее востребованном сегменте полезных нагрузок. Учитывая устойчивую тенденцию к уменьшению массы и габаритов космических аппаратов, наиболее востребованными становятся РН лёгкого и сверх лёгкого класса для запуска на низкие и средневысотные орбиты. Для данного проекта РН зададим массу полезной нагрузки 3 т на круговой орбите высотой 200 км.

Рисунок 1. Частично-многоразовая ракета-носитель вертикального старта и посадки с внешними топливными баками

Схема старта, полёта и посадки.

Система стартует вертикально со специальной стартовой площадки, опираясь на взлётно-посадочные опоры орбитальной ступени. Стартовый стол в классическом понимании отсутствует. РН состоит из двух ступеней. Первая ступень состоит из четырёх внешних топливных баков (ВТБ), а вторая ступень – это ракетный блок, который одновременно является и орбитальной ступенью. ВТБ располагаются по бокам относительно второй ступени (пакетная компоновка ракетных блоков). ЖРД размещается на орбитальной ступени. На этапе работы первой ступени ЖРД работает на режиме с максимальной тягой и топливо вырабатывается из ВТБ. После окончания работы первой ступени ВТБ отделяются. Далее ЖРД работает в режиме дросселирования тяги и топливо вырабатывается из баков орбитального аппарата. ВТБ не спасаются и являются одноразовыми. После этого вторая ступень выходит на орбиту. После отделения полезной нагрузки на орбите аппарат выдаёт тормозной импульс, необходимый для схода с орбиты и входит в атмосферу. В атмосфере осуществляется аэродинамическое торможение. Посадка орбитальной ступени осуществляется вертикально на стартовую площадку.

Минусом данной схемы является необходимость выделять под падение ВТБ специальный район, что может ограничивать количество трасс выведения и не обеспечивает всеазимутальность запусков. Также минусом схемы является необходимость полёта с двигателями первой ступени на этапе работы второй ступени и на орбите, так как на данных этапах полёта масса ЖРД является избыточной. Но данная схема является частично многоразовой, что снижает стоимость запуска полезной нагрузки. Также данная схема снижает расходы при послеполётном обслуживании РН так как обслуживание требуется только ракетному блоку второй ступени. А расходы на изготовление новых ВТБ не будут высокими, так как ВТБ не имеет ЖРД, стоимость которых является основной от цены ракетного блока.

Орбитальная ступень имеет двигатели ориентации для обеспечения необходимого положения в безвоздушном пространстве. Также орбитальная ступень оснащена аэродинамическими поверхностями для управления на стартовом отрезке полёта и при возвращении на атмосферном участке. Аэродинамическое качество такого ЛА имеет необходимую и достаточную величину для обеспечения гашения скорости и выхода в район стартовой площадки 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.

Данная схема РН является промежуточной между системами первого и второго поколения. Есть одноразовые элементы (ВТБ), но ЖРД и вторая ступень являются многоразовыми. Также орбитальная ступень возвращается к месту старта. Для реализации представленной схемы полёта требуется клиновоздушный ЖРД, имеющий высокий удельный импульс как в атмосфере, так и в вакууме. На данный момент отсутствуют серийные транспортные ракетные системы с такими ЖРД, есть только опытные образцы, находящиеся на стадии наземных испытаний. Но такие двигатели являются перспективным направлением развития ЖРД.

Рисунок 2. Схема полёта РН

Материалы и методы

Определение основных проектных параметров.

Методика расчёта разработана на основании источников [1-5,7,8,10].

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  

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        

Вычислим массу первой ступени

Вычислим массу топлива РБ второй ступени

Вычислим конечную массу РБ второй ступени

Вычислим массу топлива ВТБ

Вычислим конечную массу ВТБ

Дальность свободного падения ВТБ от места старта

Угол наклона траектории МРБ первой ступени

Начальная масса ракетного блока 2-й ступени

Масса ракетного блока 2-й ступени на орбите

Масса ракетного блока 2-й ступени перед сходом с орбиты

Начальная масса 4-х ВТБ

Конечная масса 4-х ВТБ

Требуемая тяга ДУ (КВЖРД) первой ступени

Количество ДУ (КВЖРД) первой ступени

Тяга одного ДУ (КВЖРД) на этапе работы первой ступени

Требуемая тяга ДУ (КВЖРД) второй ступени

Количество ДУ (КВЖРД) второй ступени

Тяга одного ДУ (КВЖРД) на этапе работы второй ступени

Далее вычислим массу топлива необходимую для схода ракетного блока второй ступени с низкой круговой орбиты высотой 200 км и для посадки на площадку на месте старта.

Найдём величину тормозного импульса для схода с орбиты. Для схода с орбиты высотой 200 км необходимо перейти на эллиптическую орбиту высотой 200 х 100 км. На высоте 100 км находится условная граница атмосферы.

На круговой орбите высотой 200 км скорость полёта равна V_1к = 7,8 км/с.

Найдём скорость полёта V_a в апогее эллиптической орбиты 200 х 100 км.

a₁ – расстояние от центра Земли до круговой орбиты высотой 100 км.

a₁ = 6470 км

a₂ – расстояние от центра Земли до круговой орбиты высотой 200 км.

a₂ = 6570 км

Величина скоростного импульса для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на эллиптическую орбиту высотой 200 х 100 км

                                           (26)

Величина скоростного импульса для окончательного гашения скорости после прохождения атмосферы

Вычислим массу топлива для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на траекторию спуска

Вычислим массу топлива для окончательного гашения скорости после прохождения атмосферы

Общая масса топлива для схода с орбиты с дальнейшей посадкой

Далее вычисляем массовую сводку ВТБ первой ступени:

Масса топливных отсеков первой ступени

Масса переходных отсеков первой ступени

Вычисляем массовую сводку по системам второй ступени:

Масса топливных отсеков второй ступени

Масса переходных отсеков второй ступени

Масса ДУ первой и 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 ВТБ первой ступени:

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 одного ВТБ (общее количество равно четырём).

Примем диаметр о бака окислителя равным

Площадь поперечного сечения бака окислителя

Длина бака окислителя одного ВТБ

Примем диаметр бака горючего равным

Площадь поперечного сечения бака горючего

Длина бака горючего одного ВТБ

Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков второй ступени:

Соотношение компонентов топлива (метан-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

Параметры и характеристики ЧМТКС 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 ЧМТКС (представлены на рисунках 3-8) определены с учётом объёмов компонентов ракетного топлива (КРТ), расположения и габаритов грузового отсека, типа и количества ДУ, и объёмов БРЭО.

Основные характеристики:

- масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 200 км – 3 т;

- масса первой ступени – 376,32 т;

- масса второй ступени – 42,156 т;

- конечная масса ракетного блока первой ступени – 22,278 т;

- конечная масса ракетного блока второй ступени – 9,503 т;

- масса топлива первой ступени – 311,886 т;

- масса топлива второй ступени – 29,653 т;

- двигательная установка – перспективный КВЖРД (1 шт.);

- компоненты ракетного топлива – метан/кислород;

Рисунок 3. Общий вид                                                     Рисунок 4. Вид сбоку

Рисунок 5. Вид сверху                                        Рисунок 6. Вид снизу

Рисунок 7. Компоновка ВТБ

Рисунок 8. Компоновка РБ 2-й ступени

Заключение

Учитывая устойчивую тенденцию к уменьшению массы и габаритов космических аппаратов, наиболее востребованными становятся РН лёгкого и сверхлёгкого класса для запуска на низкие и средневысотные орбиты, в том числе и для групповых запусков малых космических аппаратов. Предложенная РН может занять нишу в наиболее востребованном сегменте полезных нагрузок.

Минусом данной схемы является необходимость выделять под падение ВТБ специальный район, что может ограничивать количество трасс выведения и не обеспечивает всеазимутальность запусков. Также минусом схемы является необходимость полёта с двигателями первой ступени на этапе работы второй ступени и на орбите, так как на данных этапах полёта масса ЖРД является избыточной. Но данная схема является частично многоразовой, что снижает стоимость запуска полезной нагрузки в сравнении с РН однократного применения. Также данная схема снижает расходы при послеполётном обслуживании РН в сравнении с полностью многоразовыми системами, так как обслуживание требуется только ракетному блоку второй ступени. А расходы на изготовление новых ВТБ не будут высокими, так как ВТБ не имеет ЖРД, стоимость которых является основной от цены ракетного блока.

Проект РН является компромиссным решением между полностью многоразовыми транспортными системами и РН однократного применения.

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. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов: учеб. Пособие для вузов / под редакцией А.А. Медведева. – М.: Машиностроение, 2009. - 504 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.
6. Петроченков С.А. Классификация и возможные схемы реализации многоразовых транспортных космических систем // Universum: технические науки: электрон. научн. журн. 2024. 7(124). URL: https://7universum.com/ru/tech/archive/item/17979.
7. Федосьев В.И. Основы техники ракетного полёта. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1979. – 496 с.
8. Аппазов Р.Ф., Сытин О.Г. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1987. – 440 с.
9. Ануреев И.И. Ракеты многократного использования. – М.: Воениздат, 1975. – 214 с.
10. Аппазов Р.Ф., Лавров С.С., Мишин В.П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1966. – 308 с.

References:

1. Eger S.М., Mishin V.F., Liseytsev N.К. et al. [Design of Aircraft]. – Moscow: Mashinostroenie, 1983. - 616 p. (In Russ.)
2. Mishin V.P., Bezverby V.K., Pankratov B.M., Zernov V.I. [Fundamentals of Aircraft Design (Transport Systems)]. – Moscow: Mashinostroenie, 2005. - 375 p. (In Russ.)
3. Mukhamedov, L.P. [Fundamentals of Designing Transport Space Systems]. – Moscow: Bauman Moscow State Technical University Press, 2019. - 265 p. (In Russ.)
4. Serdyuk V.K. [Designing of space launch vehicles: textbook. Handbook for universities / edited by A.A. Medvedev]. – Moscow: Mashinostroenie, 2009. - 504 p. (In Russ.)
5. Petrochenkov S.A. [Calculation of preliminary basic design parameters and mass-energy characteristics of a promising reusable transport aerospace system with cruise returnable rocket blocks] // Universum: technical sciences: electron. scientific Journal of 2024. 4(121). URL: https://7universum.com/ru/tech/archive/item/17362. (In Russ.)
6. Petrochenkov S.A. [Classification and possible schemes for the implementation of reusable space transport systems] // Universum: technical sciences: electron. scientific Journal of 2024. 7(124). URL: https://7universum.com/ru/tech/archive/item/17979. (In Russ.)
7. Fedoseyev, V.I. [Fundamentals of Rocket Flight Technology]. – Moscow: Nauka. Main Editorial Board of Physical and Mathematical Literature, 1979. – 496 p. (In Russ.)
8. Appazov R.F., Sytin O.G. [Methods of Designing Trajectories of Carriers and Earth Satellites]. – Moscow: Nauka. Main Editorial Board of Physical and Mathematical Literature, 1987. – 440 p. (In Russ.)
9. Anureev, I.I. [Multiple-Use Rockets]. - Moscow: Voenizdat, 1975. – 214 p. (In Russ.)
10. Appazov R.F., Lavrov S.S., Mishin V.P. [Ballistics of Long-Range Guided Missiles]. – Moscow: Nauka. Main Editorial Board of Physical and Mathematical Literature, 1966. – 308 p. (In Russ.)