ИССЛЕДОВАНИЕ ФАКТОРОВ, ВЛИЯЮЩИХ НА ВОЗМОЖНОСТЬ МНОГОКРАТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ЦЕЛЯХ СНИЖЕНИЯ СТОИМОСТИ ПУСКОВ МНОГОРАЗОВЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

The article considers the information and computational task of evaluating one of the main indicators of the effectiveness of the spacecraft control system - productivity, using one of the criteria - labor costs for preparing and conducting control sessions for multi-satellite orbital groupings of small spacecraft-

Key words: operator, control point, control session, ground-based automated control complex, small spacecraft, labor costs, multi-satellite orbital grouping.

Malyugin Alexander Viktorovich, candidate of military sciences, docent, head 47 departments of the Military institute (research), vka-onr@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named А.F. Mozhaysky,

Pirukhin Vitaliy Alexandrovich, candidate of military sciences, senior researcher 241 laboratories of the Military institute (research), Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named А.F.Mozhaysky,

Pilipenko Lydmila Viktorovna, researcher 473 laboratories of the Military institute (research), Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named А.F.Mozhaysky

УДК 629.76

DOI: 10.24412/2071-6168-2023-2-215-227

ИССЛЕДОВАНИЕ ФАКТОРОВ, ВЛИЯЮЩИХ НА ВОЗМОЖНОСТЬ МНОГОКРАТНОГО ПРИМЕНЕНИЯ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ЦЕЛЯХ СНИЖЕНИЯ СТОИМОСТИ ПУСКОВ МНОГОРАЗОВЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

С.Ф. Стельмах, В.А. Грибакин, В.Л. Слатов, А.В. Антропова

Рассмотрены основные технические характеристики зарубежных и отечественных жидкостных ракетных двигателей, таких как RS-25, Merlin 1D+, Raptor, BE-4, 17Д12, РД-180. Проанализированы конструктивные особенности, основные параметры функционирования и стоимостные характеристики указанных двигателей. Сформулированы факторы, влияющие на возможность многократного применения жидкостных ракетных двигателей на многоразовых ракетах-носителях. Произведен расчет величины снижения стоимости запуска полезного груза на низкую околоземную орбиту ракетами-носителями Falcon 9 FT и Falcon Heavy при многократном применении двигательных установок Merlin 1D+ на возвращаемых ступенях указанных ракет космического назначения. Показана актуальность и экономическая целесообразность многократного применения жидкостных ракетных двигателей на современных многоразовых ракетах-носителях в целях повышения их конкурентоспособности на мировом рынке пусковых услуг.

Ключевые слова: ракета-носитель, жидкостный ракетный двигатель, пневмогидравлическая схема двигательной установки, масса полезного груза, величина снижения стоимости пуска ракеты-носителя, удельная стоимость выведения полезного груза.

Основными критериями конкурентоспособности ракет-носителей (РН) являются масса полезного груза (ПГ), выводимого на различные орбиты, простота конструкции, экологическая безопасность, надежность и стоимость пуска. Одним из основных способов уменьшения стоимости вывода ПГ на орбиты является многоразовое использование оборудования РН [1]. По мнению отечественных и зарубежных экспертов, применение спасаемых ракетных блоков (возвращаемых ступеней) позволяет существенно снизить стоимость и повысить оперативность пусков РН [2].

В настоящее время подавляющее большинство космических держав и частных компаний предпринимают активные шаги по разработке многоразовых космических систем. Лидером в этом направлении являются США. К основным результатам программ разработки и практического применения многоразовых космических систем можно отнести такие американские РН, как Falcon 9 FT, Falcon Heavy, Star-ship, Shepard, New Glenn, Electron и другие. Необходимо отметить, что такие РН, как Falcon 9 FT, Falcon Heavy, Electron уже несколько лет находятся в стадии серийного производства и эксплуатации [3, 4, 5, 6].

Наиболее затратными агрегатами ракеты космического назначения являются маршевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), входящие в состав ракетных блоков РН [2]. В ГОСТ Р 53802-2010 понятие ЖРД определяется следующим образом: ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе [7].

Анализ существующей литературы показывает, что стоимость ЖРД составляет от 10 до 40% стоимости РН [8, 9]. Поэтому анализ факторов, влияющих на возможность многократного применения ЖРД на многоразовых РН является крайне актуальной задачей.

215

Анализ основных технических характеристик зарубежных и отечественных ЖРД RS-25, MERLIN 1D+, RAPTOR, BE-4, 17Д12, РД-180 и исследование факторов, влияющих на возможность их многократного применения на многоразовых РН

Рассмотрим основные технические характеристики зарубежных и отечественных ЖРД, таких

как:

- RS-25 (Aerojet Rocketdyne, США) - применялся в многоразовом орбитальном самолете космического челнока Space Shuttle (3 шт.), также планируется к применению на первой ступени сверхтяжелой ракеты SLS (4 шт.) [3];

- Merlin 1D+ (SpaceX, США) - используется в РН Falcon 9 FT (9 шт. на первой ступени и 1 шт. на второй ступени), а также в РН Falcon Heavy (27 шт. на первой ступени (по 9 шт. на каждом из трех возвращаемых ракетных блоков) и 1 шт. на второй ступени) [4];

- Raptor (SpaceX, США) - в настоящее время проходит испытания, предназначен для применения на перспективной РН сверхтяжелого класса Starship (31 шт. на первой ступени и 7 шт. на второй ступени) и Super Heavy [4];

- BE-4 (Blue Origin, США) - в настоящее время проходит испытания, предназначен для применения на перспективной РН тяжелого класса New Glenn (7 шт. на первой ступени) [5];

- 17Д12 (РКК Энергия, РФ) - применялся в составе объединенной двигательной установки (ДУ) многоразового орбитального корабля Буран (2 шт.) [10];

- РД-180 (НПО Энергомаш, РФ) - применялся (применяется) на первых ступенях американских ракет Atlas III и Atlas V (1 шт.) [11].

Облики указанных ЖРД представлены на рис. 1.

где Рис. 1. Облики зарубежных и отечественных ЖРД: а - RS-25, б - Merlin 1D+, в - Raptor,

г - BЕ-4, д - РД17Д12, е - РД-180

По типу системы подачи топлива ЖРД подразделяются на [1, 2]:

- ЖРД с дожиганием генераторного газа (закрытый цикл);

- ЖРД без дожигания генераторного газа (открытый цикл).

Основные технические характеристики указанных ЖРД приведены в табл. 1 [3, 5, 10, 12]. ЖРД RS-25. В качестве горючего применяется жидкий водород, в качестве окислителя - жидкий кислород (ЖК).

Двигательная установка (ДУ) космического челнока Space Shuttle состоит из трех ЖРД RS-25, установленных в хвостовом блоке орбитального самолета (рис.2) [3].

Таблица 1

Основные технические характеристики ЖРД RS-25, Merlin 1D+, Raptor, ВЕ-4,17Д12, РД-180

Наименование характеристики Merlin 1D+ Raptor RS-25 BE-4 17Д12 РД-180

Цикл Открытый Закрытый (полная газификация) Закрытый (частичная газификация)

Масса, т 0,45 - 0,49 0,9 - 1 3,39 Данных нет 0,23 5,95

Высота, м 2,18 3,07 4,24 4,46 2,27 3,6

Диаметр сопла, м 0,92 1,3 2,4 1,9 1,17 2х1,6

Окислитель / горючее ЖК / керосин ЖК / метан ЖК / водород ЖК / метан ЖК / синтин ЖК / керосин

Соотношение окислитель/ горючее 2,36 / 1 3,7 / 1 6,03 / 1 3,7 / 1 2,48 / 1 2,72 / 1

Тяга на уровне моря, кН 845 2942 1860 2446 - 3827

Тяга в пустоте, кН 914 3221 2282 2678 880 4152

Удельный импульс на уровне моря, с 286 330 363 310 - 312

Удельный импульс в пустоте, с 321 350 453 340 362 338

Давление в камере сгорания, атм 108 266 192,7 133 77 253

Температура в камере сгорания, 0С 3400 3280 3300 3020 Данных нет 3500

Степень расширения 16 40 77,5 Данных нет 189 37

Диапазон дросселирования, % 70 - 100 20 - 100 65 - 100 Данных нет Данных нет 40-100

Тяговооруженность 198 / 1 107 / 1 73 / 1 80 / 1 Данных нет 77 / 1

Время работы, с 180 Данных нет 520 Данных нет 900 270

Количество повторных применений до 10 до 50 19 до 25 15 (во время одного полета) одноразового применения

Стоимость одного ЖРД, млн. долл. ~ 1 ~ 2 ~ 50 ~ 2 Данных нет ~ 15

Количество двигателей первой ступени 9 (Falcon 9 FT) 27 (Falcon Heavy) 31 (Starship) 3 (Space Shuttle), 4 (SLS) 7 2 1

а б

Рис. 2. ЖРД RS-25: а) расположение ЖРД в хвостовом блоке орбитального ракетоплана Space Shuttle, б) расположение основных узлов и агрегатов ЖРД

ЖРД RS-25 функционировал на протяжении всего подъема космического корабля совместно с двумя твердотопливными ракетными ускорителями и двумя двигателями системы орбитального маневрирования АЛО орбитального аппарата. После каждого полета двигатели RS-25 снимались с ракетоплана, проверялись, ремонтировались, а затем повторно использовались при следующем пуске [3].

Пневмогидравлическая схема ЖРД RS-25 представлена на рис. 3.

Наддув Ьака Горючее горючего

Насос горючего низкого давления

Клапан дожигателя гооючего Инжектор дожигателя горючего

Дожигатель горючего

ТНА горючего

Наддув бака

окислителя Окислитель

! J

Главный клапан горючего

Клапан охлаждения камеры сгорания н сопла

Сопло

Насос окислителя низкого давления

Инжектор

дожигателя

окислителя

Клапан

дожигателя

окислителя

Дожигатель

окислителя

Теплообменник окислителя

ТНА окислителя

J Горючее _: Окислитель Горячие газы

Рис. 3. Пневмогидравлическая схема ЖРД RS-25

ЖРД Merlin 1D+. В качестве горючего применяется керосин, в качестве окислителя - ЖК.

Merlin 1D+ является ЖРД открытого цикла. В данном двигателе часть топлива используется для приведения в действие турбонасосного агрегата (ТНА), подающего топливо из бака в двигатель. Здесь рабочее тело турбины двигателя, поступающее из газогенератора, замыкается не на камере сгорания, а выводится во внешнюю среду вместе с частью несгоревшего топлива, лишь частично участвуя в создании дополнительной тяги. Для компенсации потерь КПД давление в газогенераторе повышается, увеличивая эффективность турбины и, соответственно, давление в камере сгорания (которое составляет около 108 атмосфер). Двигатели подобной схемы проще, надежнее, легче и дешевле ЖРД закрытого цикла.

ЖРД Merlin 1D+ имеет систему дросселирования в диапазоне 60 - 100 %. Дросселирование используется:

- при запуске Falcon 9 FT: три из девяти двигателей первой ступени (с увеличенными соплами) уменьшают тягу вскоре после старта для равномерной выработки ресурса, так как они используются далее в ходе полёта для торможения и мягкой посадки на реактивной тяге;

- при возвращении первой ступени ракеты Falcon 9 с использованием ракетодинамического

маневра.

Величины, характеризующие поток, давление и температуру горючего, окислителя, гелия в магистралях и агрегатах ЖРД Merlin 1D+ представлены на пневмогидравлической схеме его функционирования (рис. 4).

К и, |ки ¡: кислород

1 С'с

4,6 атм минус 183"С

Наддув бакоп гелием

Рис. 4. Пневмогидравлическая схема и параметры функционирования ЖРД Merlin 1D+

218

Увеличение тяги по сравнению с предыдущей версией ЖРД достигнуто повышением давления в камере сгорания за счёт использования переохлажденного горючего (до -7°C) и окислителя (до -207°C) [12].

ЖРД Raptor. В данном ЖРД в качестве горючего применяется жидкий метан, в качестве окислителя - ЖК. ЖРД Raptor является двигателем закрытого цикла, в котором струя газа из газогенератора ТНА подается в камеру сгорания, пройдя предварительное окисление кислородом для полного выгорания, и таким образом увеличивает тягу. В ЖРД Raptor применяется полная газификация метана и кислорода. Raptor является первым в истории серийным ракетным двигателем закрытого цикла с полной газификацией.

При использовании данной схемы турбины имеют меньшую рабочую температуру, так как через них проходит большая масса горючего и окислителя, чем в наиболее распространенных ЖРД, что приводит к увеличению ресурса двигателя и повышению его надёжности. Для многоразовых ракет Star-ship и Super Heavy компании SpaceX данное преимущество является ключевым.

В двигателе с полной газификацией компонентов соотношение горючего к окислителю позволяет температурам на турбинах быть намного ниже, чем в традиционных ЖРД, что увеличивает срок службы ТНА и приводит к тому, что процесс горения происходит, по большей части, в камере сгорания, а не в газогенераторе. Пневмогидравлическая схема ЖРД Raptor представлена на рис. 5.

А-ст Жидкий Meítih

авлин^скал

Главный ютапан Г

Газогенератор Г

Привод управления сштои

ТНА О

Холодный жидкий иеган Подогр=оъш жидкий иетан Холодный газоо&разнын цетан □ Подогретый газообразный 1.[=тзк Газифицированный ивлзм

Жидкий шыюрод Холодный газообразный кислород 1 Подогретый газообразный кислород J Газифицированный кислород

D Продукты сгорания

I Гидравлическая жидкость

I I Гелий

I Азот

Рис. 5. Пневмогидравлическая схема ЖРД Raptor

ТНА ЖК расположен соосно оси сопла и находится напротив камеры сгорания. ТНА горючего располагается на схеме слева от ЖРД. Разделение ТНА на два независимых агрегата приводит к улучшению качества работы насосов и повышению безопасности, так как компоненты топлива оказываются физически разделены, находятся в двух разных агрегатах. В каждом из двух ТНА есть своя газовая турбина, поэтому оба компонента топлива газифицируются перед турбинами до попадания в камеру сгорания.

Элементы ТНА ЖРД Raptor выполнены из суперсплава SX500 и выдерживает давление до 800 атмосфер [12].

Метан и кислород поступают в камеру сгорания в газообразном состоянии, что приводит к более интенсивному сгоранию рабочего тела [12].

Преимуществом метанового двигателя является то, что температура кипения жидкого метана близка к температуре кипения жидкого кислорода, что позволяет совместить резервуары горючего и окислителя и, тем самым, уменьшить массу РН. Кроме того, дальнейшая цель SpaceX заключается в разработке космической системы, способной доставлять людей на Марс и обратно. Атмосфера Марса состоит в основном из углекислого газа, а учитывая то, что под поверхностью Марса по предварительным данным существуют запасы воды, то с помощью электролиза и реакции Сабатье существует возможность превращения атмосферы Марса и его воды в метан [12].

Величины, характеризующие поток, давление и температуру горючего и окислителя в магистралях и агрегатах ЖРД Raptor представлены на пневмогидравлической схеме его функционирования

(рис. 6).

.К:.;.|К|'Л

20,9 *Г/с 2.4 атм минус252°С

20.9 кГ/с 147 я™ Минус 229°С

Жидкий кислород

12; кПС 3.-1 втм минус Ш°С

J 25,2 Kl 7с 142.3 ЙГМ минус 175°С

V

14,4 кГ/с 256.Я HTM

минус 175°С

Рис. 6. Пневмогидравлическая схема и параметры функционирования ЖРД Raptor

Охлаждение сопла криогенным компонентом топлива - метаном позволяет значительно сократить расходы топлива на внутреннее охлаждение ЖРД.

ЖРД BЕ-4. Является двигателем закрытого цикла. В качестве горючего в ЖРД применяется метан, в качестве окислителя - ЖК. Расположение узлов и агрегатов ЖРД ВЕ-4 представлено на рис. 7.

Насос ЖК

Регенеративная система охлаждения камеры сгорания и сопла

Газогенератор

■ТНА

Механизм раскрутки ТНА

Рис. 7. Расположение основных узлов и агрегатов ЖРД ВЕ-4

В двигателе ВЕ-4 для создания давления в топливных баках используется так называемый автогенный наддув (использование самогенерируемого газообразного топлива для создания давления жидкого топлива в топливных резервуарах). При автогенном наддуве небольшое количество топлива нагревается до перехода в газообразное состояние. Затем этот газ подается обратно в резервуар с жидким топливом. Это позволяет поддерживать необходимое давление жидкого ракетного топлива, необходимое для работы ракетных двигателей. Необходимое давление достигается с помощью газогенераторов в системах двигателей ракеты: газ отводится от газогенератора, подается через теплообменник или через электрические нагреватели.

ЖРД 17Д12. Маршевый ЖРД 17Д12 или двигатель орбитального маневрирования используется после отстыковки орбитального корабля от РН в целях его довыведения, коррекции орбиты, осуществления межорбитальных переходов и торможения при сходе с орбиты. ЖРД представляет собой двигатель многократного включения с насосной системой подачи компонентов топлива, выполненной по

схеме с дожиганием генераторного газа, нормально функционирующий в условиях вакуума и невесомости. В состав объединенной ДУ орбитального корабля Буран входят два маршевых ЖРД 17Д12 (рис. 8).

а Б

Рис. 8. ЖРД 17Д12: а - расположение ЖРД в хвостовом блоке орбитального корабля Буран; б - расположение основных узлов и агрегатов ЖРД

В качестве горючего в ЖРД применяется некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной эффективностью, в качестве окислителя - ЖК. Применение этого экологически чистого топлива повысило удельный импульс двигателя, но потребовало внедрения на орбитальном корабле элементов криогенной техники, поскольку кислород хранится и заправляется в жидком состоянии.

Кроме того, высокие энергетические параметры ЖРД (удельный импульс 362 с) обеспечиваются следующими факторами [10]:

- исключением потерь на привод ТНА (схема с дожиганием генераторного газа);

- большим геометрическим дорасширением реактивного сопла (отношение площадей равно

192);

- минимальными потерями в камере сгорания и реактивном сопле;

- рациональной системой охлаждения и сокращением выбросов.

Возможность многократного применения ЖРД 17Д12 обусловлено следующими факторами

[9]:

- умеренной напряженностью внутрикамерного процесса (давление в камере сгорания 77 атм);

- использованием форсуночной головки, имеющей концентрические кольцевые смесительные элементы для получения равномерного потока в камере сгорания, что приводит к снижению избыточных вибраций и увеличивает эксплуатационный ресурс сопла;

- умеренной температурой (около 460°С) генераторного газа в турбине ТНА.

ЖРД РД-180. Является двигателем закрытого цикла. В качестве горючего в ЖРД применяется керосин, в качестве окислителя - ЖК.

Оснащен двумя камерами сгорания и двумя соплами. Особенностью данного двигателя является наличие одного ТНА, обеспечивающего одновременно функционирование двух камер сгорания. Пневмогидравлическая схема, основные узлы и агрегаты ЖРД РД-180 представлены на рис. 9.

ЖРД РД-180 потребляет около 1,25 тонн топлива в секунду, которое подается ТНА мощностью 180 мегаватт. В одной камере сгорания диаметром 380 миллиметров сгорает более 0,6 тонны топлива в секунду при температуре около 3500° С.

Анализ основных характеристик ЖРД RS-25, Merlin 1D+, Raptor, BE-4, 17Д12, РД-180, приведенных в табл. 1 и на пневмогидравлических схемах их функционирования, показывает, что их многократное применение (за исключением одноразового двигателя РД-180) может достигаться за счет следующих факторов:

- указанные ЖРД являются низконапряженными (за исключением двигателя Raptor), давление в их камерах сгорания не превышает 193 атм (для сравнения - в отечественном двигателе РД-180 давление в камере сгорания достигает 253 атм);

- перед турбинами кислорода и метана газ находится со значительно меньшей температурой, чем в традиционных ЖРД, что увеличивает ресурс лопаток турбины, а, значит, и всего двигателя;

- из-за увеличения массы расхода топлива, поступающего в газогенераторы ЖРД, функционирующих по схеме «газ - газ», турбины могут работать при более низких температурах и при более низких давлениях, потому что соотношение горючего и окислителя, необходимое для вращения турбонасосов, намного ниже, чем в традиционных ЖРД, что также увеличивает ресурс двигателей;

- метан в качестве компонента топлива (ЖРД Raptor) практически гарантирует отсутствие слоя сажи в магистралях и агрегатах двигателя, что также увеличивает его ресурс;

- применение суперсплава SX500 (ЖРД Merlin 1D+, Raptor) в узлах и агрегатах ТНА, выдерживающего давление до 800 атм;

- в ЖРД RS-25, Raptor, ВЕ-4, 17Д12 (двигатели закрытого цикла) отсутствует выхлопной патрубок ТНА, как на ДУ Merlin 1D+, и на двигатель не воздействует дополнительный тепловой поток и сажа, что увеличивает его ресурс;

- применение большого количества ЖРД на возвращаемых ступенях РН Falcon-9 FT, Falcon Heavy и, находящихся в процессе разработки РН Starship, New Glenn, позволяет не использовать часть из двигателей РН на предельных режимах активного участка траектории или не использовать на данном участке часть ЖРД вообще, а осуществлять их включение при выполнении ракетодинамического маневра в ходе посадки, что также увеличивает ресурс двигателей и, в конечном счете позволяет многократно применять указанные двигатели для повторных пусков многоразовых ступеней.

Гелий

Жидкий кислород низкого давления Жидкое горючее низкого давления Жидкое горючее высокого давления

Газообразный кислород высокого давления и продукты сгорания форсажной камеры

Рис. 9. Пневмогидравлическая схема, основные узлы и агрегаты ЖРД РД-180

В условиях реализации интенсивной программы пусков, многоразовые РН будут обладать конкурентными преимуществами перед одноразовыми ракетами космического назначения за счет повышения оперативности подготовки РН к пуску, уменьшения стоимости выведения ПГ, обеспечиваемой повторным применением возвращаемых ступеней, а также в результате уменьшения размеров или полного отсутствия районов падения отделяющихся частей РН.

Как было показано выше, за счет многократного применения ЖРД на возвращаемых ступенях возможно существенное снижение стоимости пусков РН.

С учетом того, что двигатели Raptor, BE-4 в настоящее время находятся в стадии летных испытаний, ЖРД RS-25 и 17Д12 применялись на многоразовых ракетопланах Space Shuttle и Буран соответственно, проекты по которым закрыты, а двигатель РД-180 является одноразовым, проанализируем экономический эффект от многократного использования ЖРД Merlin 1D+, применяемых в процессе длительной коммерческой эксплуатации на РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy американской компании SpaceX.

Расчет величины снижения стоимости запусков полезного груза за счет многократного применения жрд на возвращаемых ступенях РН. Как показано в [8, 9, 13, 14] к основным затратам, входящим в стоимость пуска РН относятся следующие:

- затраты на ОКР по разработке РН;

- затраты на строительство, поддержание в рабочем состоянии, развитие и эксплуатацию наземной космической инфраструктуры (НКИ), предназначенной для пуска РН;

14]:

- затраты на изготовление РН;

- затраты на пусковые услуги РН.

Тогда стоимость пуска РН может быть рассчитана с помощью следующего выражения [9, 13,

где С

,рн пуска

Ср =СР +СР +СР + С

^пуска ^окр ^ ^нки ^ Wp ^

рн

(1)

- полная стоимость пуска РН (с учетом ОКР, НКИ, производства РН и пусковых услуг); Срнр -затраты на ОКР по разработке РН, величина которых в данном выражении распределяется прямо пропорционально между количеством запланированных для данного РН пусков; СНКи - затраты на строительство, поддержание в рабочем состоянии, развитие и эксплуатацию НКИ, предназначенной для пуска РН; СПР - затраты на производство РН; СПн - затраты на пусковые услуги РН.

Ввиду того, что для американских РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy информация о величинах первых двух слагаемых выражения (1) является коммерческой тайной и имеет крайне ограниченный характер распространения, в дальнейших вычислениях их предлагается не рассматривать.

Затраты на производство любого серийного РН СрН с вычисляются с помощью следующего выражения [13, 14, 15, 16] (в млн. долл.):

СПГ^ПГ^-0'22, (2)

где СПН 1 - стоимость изготовления первого серийного РН; N - порядковый номер серийного РН с момента начала производства.

С учетом возможности многократного использования ЖРД на возвращаемой ступени (ступенях) РН формула (2), начиная со второго серийного образца, может быть преобразована в следующее выражение (в млн. долл.):

сн •о (3)

Срнс _Срн1 .,-0,22

СПР — ^Пр "

pf" . V . р ^жрд Л г,

где СЖрД - стоимость ЖРД возвращаемой ступени РН; К - количество ЖРД, используемых на возвращаемой ступени; Р - количество возвращаемых ступеней РН.

Стоимость пусковых услуг РН может быть рассчитана с помощью следующего выражения [13, 14, 17] (в млн. долл.):

Срн = 1,836 •а°,°567Мноо, (4)

где МНоо - масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту (НОО), т; а - статистический коэффициент.

Исходные данные, необходимые для расчета величины снижения стоимости пуска в зависимости от количества повторных применений ЖРД Merlin 1D+ на возвращаемых ступенях РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy приведены в табл. 2 [4, 12, 13, 14, 15].

Таблица 2

Исходные данные для расчета величины снижения стоимости пуска в зависимости от количества

№ п/п Условное обозначение Наименование исходных данных Falcon 9 FT Falcon Heavy

1 Мо стартовая масса РН, т 549 1421

2 Срн1 СПр стоимость изготовления первого серийного образца РН, млн. долл. 90 130

3 Срн Сжрд стоимость ЖРД возвращаемой ступени, млн. долл. 1 1

4 Р количество возвращаемых ступеней РН 1 3

5 К количество ЖРД, используемых на возвращаемой ступени (ступенях) 9 27

6 Мноо масса полезной нагрузки, выводимой на НОО (с возвращением первой ступени (ступеней)), т 16,25 45

7 а статистический коэффициент 2,73 2,73

Как показано в [4, 18] максимальное число повторных пусков возвращаемых ступеней РН Falcon 9 FT составляет 10 раз (ступени с индексами В 1049, В 1051). Используя выражения (1) - (4), произведем расчет величины снижения стоимости пуска РН в зависимости от количества повторных применений ЖРД Merlin1D+ на возвращаемых ступенях РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy (в данном случае для 10 пусков), результаты которого представлены диаграммой на рис. 10.

Одним из важнейших показателей экономичности РН является удельная стоимость выведения ПГ на различные орбиты [8, 12, 13, 15]. Данный показатель прямо пропорционален стоимости пуска РН и для вывода ПГ на низкую околоземную орбиту может быть рассчитан с помощью следующего выражения [8, 9, 13, 14]:

срн

с?Г = СПуска, (5)

уд

Мн

Используя выражение (5), произведем расчет величины снижения удельной стоимости пуска РН в зависимости от количества повторных применений ЖРД Merlin 1D+ на возвращаемых ступенях РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy, результаты которого представлены диаграммой на рис. 11.

к

ч

К

рц

а w

о

л н о о S S о н О

130

90 90

108,4

72,9 72,9

98,9

62 1

92,6

88

58.

56,3

-81,5

54,3

52,6

Номер пуска Falcon 9 FT Falcon Heavy

79 79

51,1

77 77

75,1 49,9

10

Рис. 10. Динамика снижения стоимости пуска РН в зависимости от количества повторных применений ЖРДMerlin 1 D+ на возвращаемых ступенях РН Falcon 9 FT и Falcon Heavy

и

е ч е

« . «

Л

н

с о

м

s

о

н

с

и

е

£

5538

ч ч

о

ч

CD О Н а

и

2889 2889 2889

4486

2409 2409

1с

4080

3815

I

2198

2

3618

3465

058

I

1956

3342

878 878

Номер пуска Falcon 9 FT □ Falcon Heavy

3237 Ш

811

1

3145

756

1711

3071

1669

10

9

Рис. 11. Динамика снижения удельной стоимости запуска ПГ на НОО в зависимости от количества повторных применений ЖРД Merlin 1 D+ на возвращаемых ступенях РН Falcon 9

FT и Falcon Heavy

Анализ данных, представленных на диаграммах (рис. 7, 8) показывает, что за счет многократного применения ЖРД на возвращаемых ступенях РН стоимость их пусков, а, соответственно, и удельная стоимость выведения ПГ на целевые орбиты может быть существенно снижена на величину до 30 -40%, что значительно повышает конкурентоспособность многоразовых ракет космического назначения на рынке пусковых услуг по сравнению с одноразовыми РН.

Как было показано выше, стоимость ЖРД составляет от 10 до 40% стоимости РН. На основании выражений (1, 2, 4) рассчитаем динамику снижения стоимости пусков многоразовых ракет космического назначения при различных относительных величинах стоимости ЖРД в диапазоне от 10 до 40% от цены самого РН. В качестве исходных данных примем стоимостные характеристики пусков РН Falcon Heavy, приведенные в табл. 2. Результаты указанных расчетов представлены на диаграмме (рис. 12).

Рис. 12. Динамика снижения стоимости пусков РН при различных величинах стоимости ЖРД

относительно цены самой РН 224

Анализ диаграммы, представленной на рис. 12 показывает, что наибольше снижение стоимости пуска РН при многократном применении ЖРД на возвращаемых ступенях происходит на временном интервале в течение первых трех повторных пусков. Данное обстоятельство обусловлено увеличением затрат на ремонт, техническое обслуживание ЖРД, повышением страховых тарифов на последующие повторные пуски РН, инфляционными процессами и другими факторами.

Заключение. В данной работе проведен сравнительный анализ основных технических характеристик современных зарубежных и отечественных ЖРД РН. На основании данного анализа сформулированы основные факторы, влияющие на возможность их многократного применения на возвращаемых ступенях ракет космического назначения. К основным указанным факторам отнесены: низконапряжен-ность ЖРД, снижение температуры окислителя и горючего в ТНА, применение полной газификации рабочего тела, использование метана и водорода в качестве компонента топлива, применение современных суперсплавов (например, SX500 и его аналогов) в узлах и агрегатах ТНА, выдерживающих давление до 800 атм, применение двигателей закрытого цикла, увеличение количества ЖРД на возвращаемых ступенях РН, что позволяет не использовать часть двигателей РН на предельных режимах активного участка траектории, а осуществлять их включение при выполнении ракетодинамического маневра в ходе посадки, что также увеличивает ресурс двигателей и, в конечном счете позволяет многократно применять ЖРД для повторных пусков многоразовых ступеней РН.

В работе также представлен расчет изменения стоимостных показателей пусков РН в зависимости от количества повторных применений ЖРД на возвращаемых ступенях ракет космического назначения. Показано, что при многократном применении двигателей стоимость пусков может быть снижена на 30 - 40% по сравнению с одноразовыми РН.

Кроме того, показано, что наибольшее снижение стоимости пусков РН при многократном применении ЖРД на возвращаемых ступенях происходит в течение первых трех повторных пусков в результате необходимости проведения в дальнейшем ремонтных, профилактических работ на двигателях, увеличения страховых тарифов по выведению ПГ на целевые орбиты и действия других факторов.

Список литературы

1. Ракеты-носители: учебник / К.Б. Болдырев, В.А. Грибакин, А.Ю. Карчин, С.Ю. Пирогов, А.Э. Султанов. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2018. 385 с.

2. Основы устройства ракет космического назначения: учебное пособие / А.Ю. Карчин, К.Б. Болдырев, А.Э. Султанов, Е.А. Прокопенко. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2019. 180 с.

3. NASA: официальный сайт. Вашингтон (округ Колумбия), США, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://nasa.gov (дата обращения: 23.12.2022).

4. SpaceX: официальный сайт. Хоторн, Калифорния, США, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://spacex.com (дата обращения: 26.12.2022).

5. Blue Origin: официальный сайт. Ван-Хорн (округ Калберсон, штат Техас), США, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://blueorigin.com (дата обращения: 22.12.2022).

6. Rocket Lab: официальный сайт. Новая Зеландия, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://rocketlabusa.com (дата обращения: 22.12.2022).

7. ГОСТ Р 53802-2010. Системы и комплексы космические. Термины и определения: национальный стандарт Российской Федерации: дата введения 2011-07-01 / Федеральное агентство по техническому регулированию. Изд. официальное. Москва: Стандартинформ, 2011. 71 с.

8. Экономическая оценка реализации проектов ракетно-космической техники: учебное пособие / Ю.А. Матвеев, Д.М. Щеверов. Москва: Издательство МАИ, 2005. 96 с.

9. Моделирование функционирования ракетно-космических комплексов: учебное пособие / А.Ю. Карчин, С.Ю. Пирогов, В.И. Поспишенко, Е.А. Прокопенко. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2019. 244 с.

10. Объединенная двигательная установка / Космонавтика: Энциклопедия, гл. ред. Глушко В.П. Москва, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://buran.ru (дата обращения: 27.12.2022).

11. НПО Энергомаш: официальный сайт. Москва, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://engine.space (дата обращения: 27.12.2022).

12. Is SpaceX's Raptor engine the king of rocket engines? / Everydayastronaut.com: [сайт]. - California, USA, 2021. [Электронный ресурс] URL: http://tass.ru/everydayastronaut.com/raptor-engine (дата обращения: 20.12.2022).

13. Стельмах С.Ф. Методика и алгоритм расчета стоимости пусков отечественных ракет-носителей // Сборник научных трудов Военно-космической академии имени А.Ф.Можайского: Технологии, алгоритмы и программы решения прикладных задач кибербезопасности, помехозащищенности и информационного обеспечения. Санкт-Петербург. 2021. Вып. 4(38). С. 114-121.

14. Стельмах С.Ф., Андронов В.Г., Коптев Д.С. Методика расчета стоимости запуска ракет космического назначения для выведения на орбиту спутников дистанционного зондирования земной поверхности // Известия Юго-Западного государственного университета. Серия: Управление, вычислительная техника, информатика. Медицинское приборостроение. 2022. Т. 12, №1. С. 111 - 128.

15. Медведев А.А. Инновационные подходы при создании ракетно-космической техники. Монография - 2-е изд. М.: Издательство «Доброе слово и Ко», 2020. 400 с.

16. Методы военно-экономических исследований перспектив развития космических средств / Колл. авторов; Под ред. Е.В. Рыжова. М.: Машиностроение, 1998. 152 с.

17. Экономические инструменты оптимизации программных мероприятий по развитию наукоемкой продукции на примере ракет-носителей: диссертация на соискание ученой степени кандидата экономических наук / А.В. Вейко. Москва: РУДН, 2015. 188 с.

18. List of Falcon 9 and Falcon Heavy launches // NASA: [официальный сайт]. Вашингтон (округ Колумбия), США, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://nasa.fandom.com (дата обращения: 20.12.2022).

Стельмах Станислав Феликсович, канд. воен. наук, старший научный сотрудник лаборатории, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,

Грибакин Владимир Александрович, д-р техн. наук, профессор, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского,

Слатов Валерий Леонидович, старший научный сотрудник лаборатории, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,

Антропова Александра Владимировна, научный сотрудник лаборатории, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского.

ANALYSIS OF FACTORS AFFECTING THE POSSIBILITY OF MULTIPLE USE OF LIQUID ROCKET ENGINES IN ORDER TO REDUCE THE COST OF LA UNCHING REUSABLE LAUNCH VEHICLES

S.F. Stelmakh, V.A. Gribakin, V.L. Slatov, A. V. Antropova

The main technical characteristics of foreign and domestic liquid rocket engines, such as RS-25, Merlin 1D+, Raptor, BE-4, 17D12, RD-180, are considered. The design features, main parameters of operation and cost characteristics of these engines are analyzed. The factors influencing the possibility of multiple use of liquid rocket engines on reusable launch vehicles are formulated. The calculation of the reduction in the cost of launching a payload into low Earth orbit by Falcon 9 FT and Falcon Heavy launch vehicles with repeated use of Merlin 1D+ propulsion systems on the return stages of these space rockets is made. The relevance and economic feasibility of multiple use of liquid-propellant rocket engines on modern reusable launch vehicles in order to increase their competitiveness in the world market of launch services is shown.

Key words: launch vehicle, liquid propellant rocket engine, pneumohydraulic scheme, payload mass, start-up cost reduction of launch vehicle, unit cost of launching a payload.

Stelmakh Stanislav Feliksovich, candidate of military sciences, senior researcher, vka@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky.

Gribakin Vladimir Alexandrovich, doctor of technical sciences, professor, vka@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky.

Slatov Valery Leonidovich, senior researcher, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,

Antropova Alexandra Vladimirovna, research assistant, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky