Дмитрий Селин – Лунный рубеж (страница 2)
· Малый вес полезной нагрузки, выводимый на низкую опорную орбиту и к Луне. Дальше ничего на этой ракете не запустить.
· Высокую, относительно конкурентов, стоимость запуска.
2. Среднего (по современным меркам) класса Ангара-А5. До сих пор эта ракета не вывела на низкую опорную орбиту (НОО) полезной нагрузки, а не имитаторов, весом в 24 тонны, соответствующей её заявленным параметрам и фактически оставшись в стадии лётных испытаний. Цена запуска на порядки (хоть в абсолютных цифрах, хоть в расчёте на килограмм полезной нагрузки) выше, чем у "Союза".
Все остальные ракеты либо уже всё ("Протон" на гептиловом топливе) либо ещё не ("Союз-5", он же улучшенный и импортозамещенный "Зенит"). При этом "Союз-5" по весу выводимой нагрузки 17 тонн хуже "Протона", поднимавшего на ту же НОО 22 тонны. Конечно, экологичность не сравнить.
Для сравнения, Falcon-9 натом же топливе (керосин/жидкий кислород), что и Ангара-А5/Союз-5 выводит на НОО
· 22,8 тонн без возвращения первой ступени
· 17,4 тонн с возвращением первой ступени)
Стоимость вывода при этом такова, что сейчас почти весь рынок коммерческих запусков на Земле забрал себе Илон Маск. Что делать? Ответ прост - Роскосмосу нужна новая ракета, удовлетворяющая следующим требованиям
· Запуск с пусковых комплексов "Ангары" в Плесецке и Восточном
· Грузоподъёмность минимум в 1,5 раза больше чем у "Ангары-А5
· Многоразовость желательна, но на первых порах не обязательна
Почему первое и главное условие - использование существующей пусковой инфраструктуры? Потому что строительство "с нуля" пускового комплекса это сотни миллиардов рублей и лет десять, как минимум. Конечно, для серьёзного удешевления стартового стола можно взять за основу "табуретку" Starship, но в этой статье данный вариант не рассматривается
Возможно ли "впихнуть" ракету в полтора раза больше грузоподъёмностью, чем Ангара-А5, на тот же стартовый стол? Можно.
Эскизное техническое задание (ТЗ) на двухступенчатую ракету тяжёлого класса, совместимую с пусковым комплексом РН Ангара
Тяжёлая ракета в геометрических размерах ракеты Ангара-А5. Вместо связки 5 универсальных ракетных модулей с двигателями РД-191 (4 боковых, один центральный) используется первая ступень единым блоком (габариты: диаметр 8 метров, длина 34,3 метра) с геометрически аналогичным расположением 5 двигателей РД-191 существующей ракете Ангара-А5 для возможности использования существующей пусковой инфраструктуры.
Вторая ступень (габариты; диаметр 8 метров, длина 12,3 метра), двигатель РД-0124А.
Топливо для всех ступеней - керосин, окислитель жидкий кислород
Расчётный объём топлива:
Объём топлива (1-я ступень) ~800 т
Объём топлива (2-я ступень) ~150 т
Оценка массы и грузоподъёмности
Стартовая масса с топливом без полезной нагрузки: ~1002 т.
Сухая масса конструкции ракеты-носителя: 52 тонны, в том числе
Первая ступень: ~43 т
Вторая ступень: ~9 т
Расчёт грузоподъёмности на НОО 200 км
1. Работа первой ступени (РД-191М):
Тяга: 5 × РД-191М = 1170 тс (в вакууме)
Удельный импульс: 338 с (в вакууме)
Стартовая масса: m_нач1 = 1002 т + ПН
Конечная масса: m_кон1 1002 т800 т + ПН=202 т + ПН
2. Работа второй ступени (с РД-0124А):
Тяга: 30 тс, УИ: 359 с (вакуум)
Стартовая масса: m_нач2 = 150 т+9 т + ПН=159 т + ПН
Конечная масса: m_кон2 = 9 т + ПН
Требуемое deltaV2: 4500 м/с (с учётом гравитационных потерь)
Уравнение
deltaV2 = 3599.81ln (mкон2mнач2) 4500 м/с
Результаты расчёта:
Для deltaV2 = 4500 м/с:
ln (159+ПН)/(9+ПН) = 4500/(3599.81) 1.28
(159+ПН)/(9+ПН) = e1.28 3.6
159+ПН = 3.6(9+ПН)
159 + ПН = 32.4 + 3.6ПН
126.6 = 2.6ПН
ПН = 48,7 т
Проверка по первой ступени:
· При ПН = 48.7 т:
· mнач1 = 1002+48.7 = 1050.7 т, mкон1=202+48.7=250.7 т
· deltaV1 = 3389.81ln (1050.7/250.7) 3389.811.444770 м/с
· Суммарное deltaV: 4770 + 4500 = 9270 м/с (достаточно для НОО).
· Результат 48.7 т — теоретический максимум, не учитывающий:
· Гравитационные потери (1200 м/с для 1-й ступени),
· Аэродинамическое сопротивление (200 м/с),
· Запасы топлива (остатки в баках, 2%).
Принимаем рабочее значение массы полезной нагрузки (ПН) как 85% от теоретического максимума
ПН = 48.7 т × 0.85 = 41.4 т
Суммарная стартовая масса предлагаемой РН 1043,4 тонны, включая полную заправку топливом и полезную нагрузку 41,4 тонны (включая массу обтекателя и крепёжных элементов ПН). Стартовая масса существующей Ангары-А5 773 тонны. Вполне реально укрепить стартовый стол для запуска в полтора раза более тяжёлой ракеты - запас прочности там заложен изрядный.
Главная проблема в изготовлении такой ракеты - баки РН диаметром 8 метров. Их надо изготавливать непосредственно на космодроме, как это делается в SpaseX, либо доставлять на космодром воздушным транспортом, как это было с баками центрального блока ракеты "Энергия".
Габариты центрального блока (блока Ц) ракеты-носителя «Энергия»: длина — 58,1 м, диаметр — 7,7 м. Аэродромы на космодромах имеются
Снижение себестоимости запусков за счёт многократного использования двигателей первой ступени.
Выше была показана возможность создания тяжёлой ракеты грузоподъёмностью 40 тонн полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) высотой 200 километров. Предлагаемая ракета выполнена в пределах внешних габаритов уже существующей Ангары-А5, но не из связки универсальных ракетных модулей (УРМ), а по обычной двухступенчатой схеме с увеличенным диаметров первой и второй ступени до 8 метров, при сохранении максимальной высоты 56 метров. Внешний вид похож на ракету Starship Илона Маска, но в два раза меньший по высоте, всего 56 метров, и с более низкой грузоподъёмностью - реальные 41 тонна вместо 100 тонн конкурента.
Такие параметры заданы условием использования существующих стартовых столов для Ангары-А5 на космодромах Плесецк и Восточный. Соответственно, количество и схема расположения двигателей РД-191М аналогичны Ангаре-А5, весь прирост грузоподьемности достигается увеличением количества топлива в баках диаметром 8 метров и увеличением времени работы двигателей первой ступени.
Возможно ли использовать первую ступень такой ракеты несколько раз? Да, Илон Маск показал принципиальную возможность успешного возврата на стартовый стол первой ступени тяжёлой ракеты, но для стартового стола Ангары-А5 это пока невозможно. Фактически надо строить новую башню обслуживания с манипуляторами захвата первой ступени и тратить много лет на отработку возврата и посадки на стартовый стол.
Надо упростить схему возврата и это возможно, отказавшись от возврата баков топливной пары и обеспечив возврат только блока двигателей первой ступени, используя спасаемый двигательный пакет (СДП) первой ступени тяжёлой российской ракеты. Разберём достоинства и недостатки предлагаемого варианта многоразовой ракетной техники по сравнению с уже используемыми.