Система средств выведения космических аппаратов на
геостационарную орбиту
Состав и параметры
О перспективах предлагаемой РН
Конкурентноспособность и значение системы
Состав: |
||
Ракета-носитель, включающая Универсальный |
||
разгонный блок. |
||
Грузопоток на ГСО, т/год |
22.5 |
|
Производительность, г/с |
3.6 |
т/год |
67.5 |
Площадь солнечных батарей, м² |
670 |
Площадь радиатора, м² |
57 |
Мощность электролизной установки, кВт |
92.5 |
Мощность криогенной установки, кВт |
7.5 |
Самолёт-носитель: специальная модификация АН-124 или более |
||
лёгкий самолёт. |
||
Ракетный блок: |
0.035 |
|
Стартовая масса, т |
69.0 |
|
Масса ПГ, т |
3.1 |
|
Количество пусков в год |
30 |
|
Масса топлива для маршевой ДУ, т: |
||
жидкого кислорода |
51.2 |
|
жидкого водорода |
5.8 |
|
керосина |
5.2 |
|
Удельный импульс ДУ, Н.с/кг: |
||
в трёхкомпонентном режиме |
4070 |
|
в режиме КВД |
4510 |
|
в режиме накопления конденсата |
4880 |
|
Характерный размер ячеек теплообменника: |
||
длина, м |
3.5 |
|
диаметр, мм |
2.0 |
|
толщина стенок, мм |
0.4 |
|
Стартовая масса, т |
72.3 |
Масса ПГ, т |
2.5 |
К-т полезного груза |
0.035 |
Количество пусков в год |
9 |
Ракетный блок 1-й ступени: |
|
стартовая масса, т |
59.03 |
топливо |
керосин + ж. кислород |
ЖРД |
РД-120 (форсированный) |
относительная масса |
|
конструкции и сжатых газов |
0.083 |
Ракетный блок 2-й ступени: |
|
стартовая масса, т |
9.02 |
топливо |
ж. водород + ж. кислород |
ЖРД |
РД-0126 |
относительная масса |
|
конструкции и сжатых газов |
0.143 |
к-т наполнения топливом |
|
при дозаправке |
0.93 |
Масса корректирующей ДУ, т |
0.24 |
Схема выведения
Выведение космических аппаратов на ГСО осуществляется в несколько этапов:
1. РН, включающая УРБ,
выводит КА на опорную эллиптическую орбиту, в апогее касающуюся орбиты ОЗК, при
этом КА не отделяется от последней ступени (УРБ).
2. С помощью корректирующей
ДУ связка КА-УРБ переводится на орбиту ОЗК, сближается с ним и согласует взаимное
движение.
3. Связка КА-УРБ подводится
вплотную к ОЗК с минимальной скоростью, после чего захватывается орбитальным
комплексом.
4. КА и УРБ проходят
техническое обслуживание на ОЗК, при этом проверяются системы КА, а УРБ
заправляется топливом. С УРБ и КА снимается оборудование, не требующееся в
последующем перелёте, наиболее ценную его часть предполагается возвращать на
Землю для повторного использования.
5. Связка КА-УРБ отделяется
от ОЗК, отводится на безопасное расстояние и по двухимпульсной схеме выходит на
близкую к геостационарной орбиту.
6. КА отделяется от УРБ,
объекты разводятся так, что УРБ оказывается на орбите, безопасной для
геостационарных спутников.
Производительность системы
Система ориентирована на близкий к современному грузопоток на НКО. За ориентир принят 2000-й год, в котором было проведено 9 пусков (все успешные) российской РН «Протон» с геостационарными спутниками. Часть из них выводилась на геопереходную орбиту, на которой их масса составляла ~3600 кг. После довыведения на ГСО их масса уменьшалась до ~2600 кг, но из них до 100 кг приходилось на излишнюю после выработки топлива массу ДУ. При прямом выведении на ГСО масса спутников составляла ~2400 кг. Приближенно РН «Протон» в 2000 году обеспечила полезный грузопоток на ГСО ~2500×9=22500 кг.
Если такой грузопоток пройдёт через ОЗК, то, при использовании одноразовых носителей с УРБ для дозаправки потребуется 67500 кг топлива ЖК-ЖВ. Это количество компонентов при их соотношении 6 может быть получено из 86786 кг воды. Если электролизно-криогенный блок будет работать 335 дней в году, то при среднегодовом к-те освещённости kосв.сг=0.65 скорость производства топлива составит 3.6 г/с (kосв.сг=Tосв/T, где Tосв - суммарное время видимости Солнца за полное число орбитальных периодов в году, T - сумма полных орбитальных периодов в году). При этом образуется избыток 19286 кг кислорода в год. После его использования на нужды СЖО, а также для поддержания высоты орбиты ОЗК и заправки транспортных кораблей, останется ещё 12-15 т, что открывает дополнительные возможности. Для их реализации потребуется дополнительное горючее, доставляемое грузовыми кораблями общего назначения. Наиболее подходящим компонентом представляется метан, но не исключено и использование других горючих или их смесей с водой.
О перспективах предлагаемой РН
Способна ли предлагаемая РН летать, т. е. выводить груз заявленной массы?
Тяга высотного РД-120 составляет 75 тс, стартовую тягу форсированного РД-120, предположительно, удастся поднять
до 95 тс. Но и этого может оказаться недостаточно, чтобы обеспечить приемлемую
тяговооружённость РН. Тогда потребуется немного утяжелить 1-ю ступень, жёстко
установить РД-120 и добавить рулевой ЖРД, который обеспечит недостающую тягу.
Не является ли предлагаемая РН «слабой» для КА уже ближайшей перспективы?
В настоящее время в развитии геостационарных спутников проявляются две тенденции:
- насыщение возможностями, увеличение мощности сигнала и количества каналов связи;
- миниатюризация элементной базы конструкции и приборов.
Эти тенденции взаимно компенсируются, в результате существенный рост возможностей сопровождается незначительным ростом массы спутников. Но всё-таки ориентация на перспективную массу спутников 2,5 т ошибочна. Можно ожидать, что резкого роста массы спутников не произойдёт, но возможности предлагаемой РН будут недостаточны. Как быть? Ближайший по мощности к РД-120 отечественный ЖРД НК-33 не производится, а может быть взят из запасов, которые ограничены. Следующий – РД-191 - имеет вдвое бòльшую тягу, чем максимально форсированный РД-120. Он и не особо нужен, так как есть альтернатива – использовать два РД-120 (возможно, не форсированные). Но в любом случае это будет означать разработку другой РН и резкий рост массы ПН. Но, предположим, потребуется вывести спутник ненамного большей массы, чем способна имеющаяся РН. Тогда предлагается прибегнуть к испытанному в других странах способу – к использованию навесных стартовых ускорителей. И здесь окажется, что затраты на форсирование РН таким способом в несколько раз меньше, чем аналогичные затраты при прямом выведении.
В этом проявляется характерное свойство предлагаемой системы СВ. Стоимость выведения КА на ГСО слабо чувствительна как к затратам на форсирование РН, так и к расходам, вызванным её избыточностью. Поэтому оба пути – создание РН наименьшей размерности с возможным дальнейшим форсированием и создание РН с избыточными возможностями находятся в области конкурентноспособности системы.
Конкурентноспособность и значение системы
Конкуренция в сфере пусковых услуг специфична
и не будет определять будущее
предлагаемой системы. Очевидно другое – система в первую очередь будет
конкурировать с российскими тяжёлыми носителями, и уже во вторую – с
зарубежными. Можно только попытаться сравнить теоретическую рентабельность
предлагаемого способа и прямого выведения. При этом следует ориентироваться на
несколько отдалённое будущее, в котором мы предположим существование
многоразовых первых ступеней РН.
Рассмотрим сравнительные характеристики прямого выведения с экватора и двух
вариантов выведения с использованием ОЗК, находящихся на орбитах с наклонением
0° и 51° (см. табл.). Выведение на опорную орбиту осуществляется
двухступенчатой РН, первая ступень которой многоразовая, возвращаемая к месту
старта, использует плотные компоненты топлива и имеет удельные характеристики
ускорителя «Байкал», вторая ступень – КВБ. Схема перелёта на ГСО –
двухимпульсная. Для перелёта с опорной орбиты к ОЗК используется КДУ на плотных
компонентах, отделяемая на станции, а прямое выведение на ГСО осуществляется
дополнительным кислородно-водородным разгонным блоком (КВРБ). Эквивалент
стоимости выведения рассчитан при условии, что удельная стоимость заправленных
компонентов меньше удельной стоимости выведения груза на НКО обычными
средствами в 2 раза для ОЗК(51°) и в 2,15 раза для ОЗК(0°).
|
Наклонение, ° |
0 |
0 |
51 |
|
Стартовая масса |
100 |
100 |
100 |
|
Масса 1-й ступени |
76.6 |
76.6 |
76.6 |
|
в т. ч. используемого топлива |
66.4 |
66.4 |
66.4 |
|
Удельный импульс в пустоте, Н·с/кг |
3300 |
3300 |
3300 |
|
Характеристическая скорость, м/с |
3600 |
3600 |
3600 |
|
Масса обтекателя |
0.92 |
0.80 |
0.73 |
|
Масса 2-й ступени |
18.4 |
18.5 |
18.9 |
|
в т. ч. используемого топлива |
15.8 |
15.9 |
16.2 |
|
Удельный импульс, Н·с/кг |
4600 |
4600 |
4600 |
|
Характеристическая скорость, м/с |
5600 |
5600 |
5800 |
|
Масса КДУ |
|
0.52 |
0.50 |
|
в т. ч. используемого топлива |
|
0.39 |
0.38 |
|
Удельный импульс, Н·с/кг |
|
3300 |
3300 |
|
Характеристическая скорость, м/с |
|
200 |
200 |
|
Масса 3-й ступени |
2.69 |
|
|
|
в т. ч. используемого топлива |
2.31 |
|
|
|
Удельный импульс, Н·с/кг |
4600 |
|
|
|
Характеристическая скорость, м/с |
3936 |
|
|
|
Масса дозаправки |
|
8.1 |
10.9 |
|
Удельный импульс, Н·с/кг |
|
4600 |
4600 |
|
Характеристическая скорость, м/с |
|
3857 |
4808 |
|
К-т заполнения баков к 2-му вкл-ю |
|
0.14 |
0.25 |
|
Масса ПГ |
1.32 |
3.51 |
3.21 |
|
Эквивалент ст-ти выведения 1 кг ПГ |
1.28 |
1.00 |
1.35 |
Прямой запуск с экватора и выведение через ОС(51°) примерно равноэффективны.
Полученные значения различаются на 7% в пользу экваториального старта, но в нём
не учтена стоимость КВРБ (до 10% стоимости РН). Стоимостью КДУ, сухая масса
которой при равной массе ПГ на порядок меньше, чем у КВРБ, можно пренебречь.
Для прямого выведения с экватора одинакового груза потребуется в 2.4 раза более
мощная РН.
Запуск с использованием экваториальной ОС кажется наиболее выгодным, но из-за
недостаточной величины характеристической скорости перелёта с экваториальной
НКО на ГСО получается избыточный УРБ. В результате он дозаправляется не
полностью, обладает излишней массой конструкции и перед последним включением
имеет малое наполнение баков – 14%, что может создать проблему надёжного
запуска ДУ. Альтернатива – переразмеренная первая ступень и снижение массы ПГ.
Однако при внимательном рассмотрении вопроса становится очевидным, что
эксплуатация ОС на экваториальной орбите потребует создания с нуля всей
инфраструктуры обеспечения её функционирования. Это не только собственно
космодром, но и командно-измерительные средства, системы связи, служба спасения
экипажа и многое другое. Достаточно взглянуть на карту, чтобы убедиться, что,
например, в экваториальной зоне нет удобных мест посадок для многоразовых
аппаратов по трассе полёта. Погодные, ландшафтные и местные
социально-политические условия также повсеместно неблагоприятны. Общие затраты
на создание инфраструктуры под экваториальную ОС и расходы на её эксплуатацию
представляются столь значительными, что сегодня нет оснований обсуждать такую
возможность. Сомнительна и более высокая эффективность МКТ экваториального
базирования. Экономически наиболее выгодно, чтобы аэродром, с которого
проводятся пусковые вылеты, был расположен в непосредственной близости от места
производства ВТБ. Для экватора это означает разворачивание высокотехнологичного
производства, которого там никогда не было (на приэкваториальных космодромах
проводятся только сборочные операции). Потребуются значительные капитальные
вложения, а издержки, связанные с оторванностью такого производства от крупных
промышленных центров, способны обесценить бòльшую грузоподъёмность МКТ.
Для полностью многоразового МКТ место базирования не играет существенной роли,
но это уже другой уровень грузопотока.
Рассмотренный пример говорит о том, что для запусков на ГСО при использовании
предлагаемой системы СВ приэкваториальные космодромы не имеют решающего
преимущества перед среднеширотными, и следовательно, такая система особенно
актуальна для нашей страны. Появляется выбор: для достижения близких
результатов развивать технологии отечественных предприятий или делать капитальные
вложения на других территориях. Сама такая возможность даёт основание
Роскосмосу не делать инвестиции в пусковую инфраструктуру в приэкваториальной
зоне.
Надёжность выведения
Есть предпосылки того, что
теоретическая надёжность предлагаемого способа выведения на ГСО будет выше, чем
при прямом выведении. Рассмотрим наиболее вероятные ситуации отказов и их
последствия. Заметим, что надёжность МКТ практически не влияет на выполнение
задачи, так как воду легко накапливать на ОЗК в достаточных количествах, чтобы
переждать перебои с поставками.
Рассмотрим последствия нескольких характерных аварийных ситуаций для РН с УРБ и для РН прямого выведения на ГСО, рассмотренной выше.
|
Ситуация |
«Обычная» РН |
РН с УРБ |
|
Отказ ДУ 1-й ступени при запуске |
Останов пуска |
Останов пуска |
|
Отказ ДУ 2-й ступени |
Потеря груза |
Потеря груза |
|
Недостижение ОЗК средствами УРБ |
Этап отсутствует |
Возможна потеря груза |
|
Отказ ДУ при старте с НКО |
Потеря груза |
Потеря УРБ |
|
Отказ ДУ при втором орбитальном запуске |
Потеря груза |
Потеря груза |
|
Возникновение неполадок на борту груза при выведении |
Ситуация сохранится |
Возможен ремонт |
Статистика показывает, что наиболее часто аварии РН происходят из-за отказа двигателей, а аварии двигателей в большинстве случаев происходят во время переходных процессов, связанных с их запуском и остановом. В первом случае двигатель работает не более 2 с, что даёт возможность остановить пуск в случае аварии на первой ступени, а во втором авария чаще имеет скрытый характер и проявляется при следующем запуске. Таким образом, большинство скрытых дефектов проявляется в первых двух запусках, авария в последующих запусках менее вероятна. Носитель, предназначенный для прямого выведения, имеет на один ракетный блок больше, следовательно, вероятность наличия в нём производственных дефектов выше. При выведении ДУ его первой и второй ступеней запускаются однократно, а ДУ РБ - дважды.
В предлагаемом способе ДУ первой ступени запускается однократно, а ДУ УРБ - трижды. При этом повторный запуск УРБ производится во время совместного полёта с ОЗК, и в случае его отказа груз с высокой вероятностью не будет потерян.
Предлагаемый способ имеет один дополнительный этап - транспортировку связки УРБ-ПГ в зону захвата ОЗК. Опыт эксплуатации орбитальных станций показал потенциально высокую надёжность такой операции. Но в случае недостижения ОЗК связку будет нетрудно «выловить», если предусмотреть для этого специальные средства и способы.
Следует отметить, что мощность двигателей 1-й и 2-й ступеней традиционного носителя даже при экваториальном старте в ~2.5 раза больше. Это даёт возможность при одинаковых затратах провести больший объём испытаний и других мероприятий, направленных на повышение надёжности носителя с УРБ. В действительности, однако, разработка новых носителей будет опираться на имеющиеся технические достижения. Поэтому реальная надёжность носителя будет зависеть от надёжности конкретных двигателей, установленных на нём. Кроме того, проведённое сравнение условно, так как носители рассмотренного типа не используются для запусков аппаратов на ГСО. В настоящее время типичные РН для прямого выведения - двухступенчатые с боковыми ускорителями, выводящие аппарат на геопереходную орбиту. Из-за различия в схемных решениях и типах двигателей корректное сравнение надёжности использования этих носителей и предлагаемого способа будет выглядеть сложнее, тем более, что придётся сравнивать гипотетическую РН с реальными.
Перспективные задачи на ГСО
Перспективы системы будут зависеть скорее не от стоимости выведения, а от её способности развиваться и решать новые задачи. Предлагаемая система имеет немалый потенциал развития, который может быть реализован эволюционным путём (наращивание мощности ОЗК, интенсификация полётов МКТ, вовлечение в систему всё более мощных РН). Развитие системы может вылиться в реализацию новых возможностей по расширению деятельности на ГСО. Основные из них:
Вероятно, деятельность по п.п. 2 и 3 никогда не станет актуальной. Но её следует планировать по следующей причине. Эта деятельность означает выход на новый, более высокий уровень системных отношений, а разработка всех 5 пунктов – заявку на доминирование на геостационарной орбите. О том, насколько сильны позиции этого уровня, говорит то, что предлагаемая система СВ может не только подчинить себе рынок пусковых услуг, но и обрушить производство спутников связи. При этом деятельность системы окажется вне влияния искусственных препятствий типа эмбарго, квот и т. д. Обратить такие свойства системы на пользу российской космической промышленности – дело техники и искусства внешнеэкономической политики.