CC BY
16УДК 629.7.076.6
о целесообразности использования эллиптических орбит базирования для повышения эффективности применения многоразовых ядерных буксиров
© 2017 г. Архангельский н.и., Акимов в.н., Елисеев и.о., Кувшинова Е.ю.
ГНЦ РФ-ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
Проведен проектно-баллистический анализ влияния параметров вспомогательных разгонных блоков и формируемых ими эллиптических орбит базирования для многоразового межорбитального буксира на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки мегаваттного класса на эффективность его применения в задаче доставки полезных грузов на геостационарную орбиту. Показано, что в сравнении с вариантом круговой радиационно безопасной орбиты высотой Нкр = 800 км применение эллиптических орбит базирования в сочетании с использованием вспомогательных разгонных блоков на базе кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей позволяет улучшить энергомассовые показатели эффективности многоразового буксира, а также увеличить экономию затрат от его применения по сравнению с наиболее эффективными средствами межорбитальной транспортировки традиционного типа — одноразовыми кислородно-водородными разгонными блоками.
Ключевые слова: многоразовый межорбитальный буксир, ядерная энергоустановка, электроракетная двигательная установка, орбита базирования.
ON THE ADvANTAGES OF EMpLOYING
elliptical staging orbits to improve the efficiency of using reusable nuclear space tugs
Arkhangelskiy N.I., Akimov v.N., Eliseev I.O., Kuvshinova E.Yu.
The State Scientific Centre of Russian Federation - Federal State Unitary Enterprise Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
A trajectory design analysis has been conducted to demonstrate the effect of parameters of auxiliary orbital transfer stages and of elliptical staging orbits that they establish for a reusable space tug based on a nuclear power system and a megawatt-class electrical propulsion system on the efficiency of its application to the task of delivering payloads into the geostationary orbit. It has been demonstrated that, as compared with the option of a circular nuclear safe orbit with the altitude of H = 800 km, the use of elliptical staging orbits in combination with auxiliary orbital transfer stages based on oxygen-hydrogen liquid rocket engines makes it possible to improve energy and mass performance of the reusable space tug, as well as to make greater cost savings through its application in comparison with the most efficient conventional vehicles for orbital transfer — the expendable oxygen-hydrogen upper stages.
Key words: reusable orbiter transfer vehicle, nuclear power system, electric propulsion system, staging orbit.
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Н.И.
АКИМОВ В.Н.
ЕЛИСЕЕВ И.О.
КУВШИНОВА Е.Ю.
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Николай Иванович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
ARKHANGELSKIY Nikolay Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
АКИМОВ Владимир Николаевич — начальник отдела Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru AKIMOV Vladimir Nikolaevich — Head of Department at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
ЕЛИСЕЕВ Игорь Олегович — кандидат технических наук, начальник сектора Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
ELISEEV Igor Olegovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Subdepartment at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
КУВШИНОВА Екатерина Юрьевна — кандидат технических наук, старший научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
KUVSHINOVA Ekaterina Yurievna — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
Введение
Представляемая работа является продолжением исследования [1] по выбору параметров эллиптической орбиты базирования (ОБ) для многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ). Было показано, что использование высокоэллиптической ОБ может рассматриваться как средство повышения безопасности применения ММБ с ЯЭРДУ для задач доставки полезных грузов (ПГ) на геостационарную (ГСО) и окололунную орбиты, обеспечивающее снижение на два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором». При этом может быть существенно увеличена суммарная масса ПГ (т^Г), доставляемых на ГСО и окололунную орбиту за срок активного существования (САС) ММБ, что достигается за счет сокращения продолжительности и, соответственно, увеличения числа рейсов буксира за САС. Наряду с этим может быть значительно (в 3...5 раз) снижен
расход ксенона в расчете на единицу массы ПГ, выводимого буксиром на данные целевые орбиты.
Вместе с тем в работе [1] было получено, что применение для ММБ с ЯЭРДУ энергоемких высокоэллиптических ОБ (вместо традиционно рассматриваемой круговой радиа-ционно безопасной ОБ высотой Н = 800 км
^ кр
[2, 3]) может приводить к существенному снижению массы ПГ, выводимого на целевую орбиту в единичном рейсе буксира — m^r, что обусловлено низким удельным импульсом тяги двигательной установки (ДУ) вспомогательного химического разгонного блока (ХРБ), используемого для доставки к буксиру на ОБ полезного груза и запаса ксенона на очередной рейс.
Представляемое исследование было сфокусировано на оценке возможности и условий использования для ММБ с ЯЭРДУ энергоемких эллиптических ОБ с целью повышения эффективности его применения как по энергомассовым показателям (с одновременным увеличением масс т^Г и тПдГ), так и по стоимостным критериям. В связи с этим было рассмотрено применение
в комплексе с ММБ ЯЭРДУ ряда вариантов вспомогательных ХРБ с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на различных компонентах топлива с целью выбора параметров эллиптической ОБ, характеристик буксира и ХРБ, обеспечивающих более высокую, по сравнению с опорным вариантом, эффективность доставки ПГ на целевую орбиту при выполнении условия обеспечения резкого (на порядок и более) снижения времени пребывания буксира и ПГ в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором».
В качестве опорного варианта ОБ для ММБ с ЯЭРДУ была принята круговая радиационно безопасная орбита высотой Нкр = 800 км. Исследовался переход к эллиптическим ОБ с различными значениями высот апогея Н и перигея Н, а также угла
ап 1 и7 ^
наклонения орбиты I при выполнении условия Н > 800 км.
п
Исследование выполнено на примере задачи по доставке ПГ с космодрома «Восточный» на ГСО.
общие положения и исходные данные, принятые для расчетов
Состав и назначение используемых средств, основные исходные данные по ММБ с ЯЭРДУ и схемы его функционирования при выведении, развертывании в рабочее положение и в челночных рейсах между ОБ и ГСО сводятся к следующему.
ММБ состоит из многоразового основного (энергодвигательного) модуля и одноразового сменного модуля. Основной модуль (ОМ), включающий в свой состав ядерную энергоустановку (ЯЭУ), электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) с баками для рабочего тела — ксенона, приборно-агре-гатный отсек (ПАО) с бортовыми системами и узлом стыковки, а также соединительные фермы, перед очередным рейсом буксира находится на ОБ в режиме ожидания. Сменный модуль (СМ), включающий в свой состав модуль ПГ, баки с запасом ксенона на прямой (ОБ^ГСО) и обратный (ГСО^ОБ) перелеты буксира, а также ПАО с системой стыковки, доставляется с низкой околоземной орбиты (НОО) на ОБ буксира с помощью ХРБ. При выходе на ОБ отработанный ХРБ отделяется и уводится, а СМ осуществляет стыковку с ОМ и производит заправку баков ОМ на обратный перелет. Прямой перелет буксира на ГСО осуществляется с помощью маршевой ЭРДУ с использованием запаса ксенона, оставшегося в баках
СМ. При выходе на ГСО сменный модуль с ПГ отделяется, а ОМ совершает обратный перелет с ГСО на ОБ, используя ксенон из собственных баков.
Длительность перелета на ГСО и обратно, массы расходуемого ксенона и выводимого ПГ определяются параметрами используемой орбиты базирования ММБ и выбранным значением удельного импульса ЭРДУ. Суммарное число рейсов ММБ за САС определяется длительностью единичного рейса Т, включающей времена прямого и обратного перелетов, а также время ожидания и стыковки на ОБ с очередным СМ, принятое равным Т = 5 сут.
1 ож ^
Во всех вариантах выведение связки ХРБ+СМ осуществлялось одним пуском ракеты-носителя (РН) тяжелого класса «Ангара-А5В» (с грузоподъемностью 37,5 т на круговую НОО высотой Нкр = 200 км). Рассматривалась схема выведения носителем связки ХРБ+СМ на незамкнутую орбиту с целью обеспечения максимальной массы выводимого СМ, а также обеспечения падения в океан верхней ступени РН на первом орбитальном витке. По данной схеме довыведение связки ХРБ+СМ на замкнутую НОО высотой Нкр = 200 км осуществлялось первым включением двигательной установки ХРБ. Дальнейшее выведение СМ на ОБ осуществлялось с помощью ХРБ по схеме оптимального двухимпульсного гомановс-кого перехода [4]. Масса запаса топлива ХРБ определялась суммарным набором скорости на участках довыведения и перехода с НОО на ОБ, а также удельным импульсом тяги и тягой маршевого ЖРД ХРБ. По полученной массе запаса топлива определялась конечная (отделяемая) масса ХРБ.
Параметры незамкнутой орбиты, формируемой верхней ступенью РН, и набор скорости ХРБ на участке довыведения оптимизировались в зависимости от характеристик применяемого ХРБ — типа используемого топлива, тяги маршевого ЖРД и пр. Рассмотрено применение в двигательной установке ХРБ трех типов топлива, используемых в эксплуатируемых и разрабатываемых российских РБ —АТ+НДМГ; кислород + керосин и кислород + водород. Характеристики маршевых ЖРД на данных топливах представлены в табл. 1.
Использованные в расчетах функции конечных (отделяемых) масс ХРБ в зависимости от запаса и типа топлива, полученные с учетом «лифтирования» части бортовых систем ХРБ в ПАО СМ, представлены на рис. 1.
Таблица 1
характеристики маршевых жрд в составе химических разгонных блоков
Используемое топливо Тяга, кН Удельный импульс тяги, Н-с/кг
АТ + НДМГ 20 3 217
Кислород + керосин 49 3 648
Кислород + водород 73,5 4 609
Рис. 1. Изменение конечнъх масс химических разгоннъх блоков (ХРБ) в зависимости от запаса топлива: — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород
выбор характеристик химического разгонного блока для опорного варианта орбиты базирования
Определение рациональных параметров вспомогательного ХРБ для доставки СМ на круговую ОБ высотой Нкр = 800 км осуществлялось с использованием энергобаллистических и стоимостных критериев эффективности их применения. Сравнение вариантов ХРБ на различных топливах проводилось с учетом влияния различий в их тяговых, энергомассовых и габаритно-компоновочных характеристиках, а также различий в непроизводительных потерях топлива при осуществлении дренажей из баков и при запусках и остановах маршевых ЖРД.
Результаты расчетов энергомассовых и стоимостных показателей по выведению СМ на круговую ОБ высотой Нкр = 800 км с помощью вариантов вспомогательного ХРБ, использующих рассматриваемые топлива, представлены на рис. 2 и 3. На рис. 2 приведены зависимости массы выводимого СМ от величины скорости довыведения AV связки ХРБ+СМ с незамкнутой ор-
довыв ^ 1
биты, формируемой верхней ступенью РН «Ангара-А5В», на круговую НОО высотой Нкр = 200 км. На рис. 3 приведены функции изменения от величины AV удельной
довыв
стоимости ХРБ, определяемой как отношение стоимости его пуска к массе выводимого СМ, включающей массы ПГ и запаса ксенона на рейс ММБ.
Рис. 2. Масса сменного модуля (СМ), выводимого на круговую орбиту базирования, в зависимости от скорости довыведения СМ на низкую околоземную орбиту и используемого в ХРБ топлива: — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород
Рис. 3. Удельная стоимость ХРБ в зависимости от скорости довыведения сменного модуля на низкую околоземную орбиту и используемого топлива: — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород
Из анализа представленных на рис. 2 и 3 зависимостей следует, что при минимальной размерности ХРБ по запасу топлива, отвечающей условию доставки СМ верхней ступенью РН непосредственно на круговую НОО высотой Нкр = 200 км (т. е. условию ЛV = 0), небольшое преимущество по мас-
довыв /7 1
се выводимого СМ имеет ХРБ на топливе АТ+НДМГ (типа РБ «Бриз-М»); однако при скоростях довыведения ЛУдовыв > 200 м/с он значительно уступает по массе выводимого СМ вариантам ХРБ на альтернативных топливах из-за малого удельного импульса тяги двигателя.
При больших участках довыведения (АУ > 500 м/с) значительный выигрыш
^ довыв ' ' 1
в массе выводимого СМ дает использование в составе вспомогательного ХРБ двигателя на топливе кислород + водород, что определяется, прежде всего, его значительным преимуществом в удельном импульсе тяги, а также в тяге. Однако кислородно-водородный ХРБ значительно уступает альтернативным вариантам по стоимостному показателю, а также требует значительно большего объема для его размещения в космической головной части РН.
Кислородно-керосиновый ХРБ (типа РБ ДМ), несмотря на значительное преимущество в удельном импульсе тяги маршевого ЖРД, в рассматриваемом диапазоне размерности по запасу топлива не имеет преимуществ перед ХРБ на топливе АТ+НДМГ ни по энергомассовым, ни по стоимостным показателям, обладая при этом более высокими габаритными размерами. В связи с этим для всех случаев использования опорной круговой ОБ (Нкр = 800 км) в данном исследовании был выбран вариант вспомогательного ХРБ типа центрального модуля РБ «Бриз-М» с ЖРД на топливе АТ+НДМГ. Рациональность данного выбора определяется не только полученными результатами сравнительной эффективности применения, но и наличием большого опыта эксплуатации, относительной простотой и высокой надежностью таких ЖРД с многократным запуском, работающих на самовоспламеняющихся компонентах топлива.
выбор параметров хрБ и ммБ с эллиптическими орбитами базирования
Для вариантов использования эллиптических ОБ, как и для опорной круговой ОБ (Нкр = 800 км), расчеты были выполнены при следующих предпосылках и основных исходных данных по ММБ с ЯЭРДУ:
• вырабатываемая электрическая мощность ЯЭУ ММБ на установившемся режиме работы для питания бортовой ЭРДУ постоянна и равна ^ЯЭУ = 0,5 МВт;
• С АС буксира и ресурс работы ЯЭРДУ составляют 10 лет;
• КПД системы преобразования электроэнергии и управления пСПУ = 0,95;
• относительная масса системы хранения и подачи (СХП) рабочего тела (РТ) ЭРДУ (ксенона) в составе ОМ равна аОМП = 0,1, а в составе СМ а£МП = 0,115 (с учетом увеличенного начального давления в СХП для обеспечения заправки баков ОМ путем
самовытеснения части ксенона из баков сменного модуля);
• масса постоянной части элементов ПАО сменного модуля (масса бортовых систем и стыковочного узла с аппаратурой стыковки), не зависящая от размерности СМ, для всех расчетных вариантов одинакова и равна 0,65 т.
Масса ДУ сближения и стыковки в составе СМ определялась, исходя из его использования как активного элемента в процессе стыковки с ОМ с требуемым набором характеристической скорости на сближение и стыковку АУ = 100 м/с. Расчет массы
^ стык '
силового корпуса ПАО СМ проводился с учетом изменения массы и объема запаса ксенона, доставляемого сменным модулем на орбиту базирования ММБ.
Исходя из оценок среднесрочной перспективы, масса ОМ (без СХП ксенона) принята равной 14,55 т.
Согласно рекомендациям работы [5], в качестве энергомассовых и экономических показателей эффективности применения ММБ были приняты:
• масса ПГ, доставляемого на ГСО в единичном рейсе (тПдГ);
• суммарная масса ПГ (т^Г), доставляемых на ГСО за САС буксира;
• экономический эффект от применения ММБ (АСе), определяемый разницей общих затрат по доставке ПГ на ГСО одинаковой суммарной массы тПГ с помощью ММБ и с помощью наиболее эффективных традиционных средств межорбитальной транспортировки с ЖРД — одноразовых кислородно-водородных РБ (КВРБ):
асе = срБ
СМ МБ
где срБ = (Срн + СРБ) тПг /тПБ; сРН — стоимость пуска РН; СРБ — стоимость пуска
КВРБ; тПГ — масса ПГ, выводимого на ГСО
с помощью РН «Ангара-А5В» и КВРБ;
СММБ = (СОМ + СОМ + СОМ +
£ V РН РБ изг
+ ССдХП аСМп тй) + п(С™ + СРМ + СРХ +
а т
аСХП т2
+ СПАО СМ
изг уд
т
СМ
) + С
Т п
обсл уд р 7
СОМ, СрМ — стоимость пуска РН «Ангара-А5В» при выведении ОМ или СМ соответственно; СОМ, СрМ — стоимость пуска вспомогательного ХРБ при доставке ОМ или СМ на ОБ; СОМ — стоимость изготовления ос-
7 изг
новного модуля с ЯЭРДУ; С^5™ — удельная стоимость системы хранения и подачи РТ ЭРДУ; аСМП — относительная масса СХП РТ в составе ОМ; тт2 — масса РТ, необходимая
для осуществления перелета ОМ с ГСО на ОБ; СрТ = СрТ + а£МП СДХП — удельная стоимость
РТ вместе с СХП; СРТ — удельная стоимость РТ; аСхп — баковый коэффициент ЭРДУ, характеризующий отношение массы баков к массе рабочего тела в СМ; тт — суммарная масса рабочего тела, необходимая для осуществления перелета с ОБ на ГСО и обратно; СПАО СМ — удельная стоимость приборно-
изг уд ^
агрегатного отсека СМ с системой стыковки;
ПАО
масса приборно-агрегатного отсека СМ с системой стыковки; С , — удельная
7 обсл уд J ^
стоимость работы комплекса по управлению ММБ; Г — продолжительность рейса ММБ с орбиты базирования на ГСО и обратно; n — количество рейсов ММБ за САС.
Использованные в расчетах и представленные в табл. 2 оценки стоимостных характеристик РН и РБ были получены на основе анализа отечественных разработок и приведены к ценам 2016 года. Представленные стоимостные характеристики ММБ получены по данным работы [5].
Определение оптимальных сочетаний параметров эллиптических орбит базирования ядерного буксира (высоты апогея Нап, перигея Н и наклонения i) и соответствующих потребных минимальных наборов скорости УЭРДУ, обеспечиваемых работой ЭРДУ, в зависимости от набора скорости УХРБ за счет работы вспо-могательного ХРБ, производилось по зависимостям, представленным в работе [1]. Получено, что в рассматриваемом диапазоне изменения высоты апогея эллиптической орбиты базирования Нап = 800...30 000 км оптимальные величины высоты ее перигея и угла наклонения практически постоянны: Hopt = const = 800 км и iopt = const = 51,7°.
п '
Исходя из представленных на рис. 2 и 3 зависимостей, определение потребных запасов топлива для вспомогательных ХРБ проводилось при следующих рациональных величинах набора скорости на участке до-выведения:
• 100 м/с для вариантов на топливе АТ+НДМГ (как величина, соответствующая минимально необходимому недобору скорости верхней ступени РН до круговой с целью обеспечения ее контролируемого затопления на первом же орбитальном витке);
• 300 и 800 м/с для вариантов кислородно-керосиновых и кислородно-водородных ХРБ, соответственно.
В качестве примера на рис. 4 представлены результаты расчетов по выбору рациональных параметров эллиптической ОБ и буксира в варианте использования вспомогательного ХРБ на топливе кислород + керосин. Пунктирной линией представлена функция тПГ = /(тПдГ) для ММБ с опорной круговой ОБ
высотой Н = 800 км. Тонкими сплошными
кр
линиями представлено семейство кривых тПГ = /(тПдГ), построенных для ряда эллиптических ОБ с различными значениями высоты апогея Н при оптимальных значениях высо-
ап 1
ты перигея (Н0р = 800 км) и наклонения (¡°р* = 51,7°) орбит. Толстая сплошная линия, огибающая это семейство, представляет собой функцию максимальной энергомассовой эффективности ММБ с эллиптическими орбитами базирования.
ъ Ч
■V
3 Й
а; Г.
, г Я
3 *
з ° = 5
8-
>> и
350
300
250
200
150
«■• г*
\\х "■ч ч - \ \
10 15 20
Масса II Г, доставляемого в единичном рсйсс, т
25
Рис. 4. Зависимости m П Г = fm^r) для ММБ с кислородно-керосиновым химическим разгонным блоком при различных по высоте апогея орбитах базирования: — — — опорная орбита базирования (H = 800км); — — Н = 3 000км; — — Н = 7 000км;
^ v кр /' ап ' ап '
— — Н = 12 000 км; — — Н = 20 000 км; — — Н = 30 000 км;
ап ап ап
— — огибающая
На рис. 5 данная функция максимальной энергомассовой эффективности ММБ с эллиптическими ОБ представлена в сопоставлении с аналогичными зависимостями, полученными для вариантов использования вспомогательных ХРБ с ЖРД, работающими на топливах АТ+НДМГ и кислород + водород.
Таблица 2
Массовые и стоимостные характеристики РН, РБ с ЖРД и ММБ
СРН (СОМ, С™), млн руб. СРБ, млн руб. ш™, т СОМ, млн руб. изг СРТ у^ млн руб. /т СПАО СМ изг уд ' млн руб./т С б , оослуд' млн руб./год
4 740 1 060 8,4 5 000 90 380 150
Для сравнения дана функция т^ г = /(тПдГ), полученная для ММБ с опорной круговой ОБ высотой Нкр = 800 км и представленная пунктирной линией, на которой точка А соответствует варианту ММБ с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира т^Г = тП5?ах. На функциях максимальной эффективности для ММБ с эллиптическими ОБ маркерами указаны точки, отвечающие значениям текущей высоты апогея ОБ Н = 3 000, 7 000, 12 000,
ап
20 000 и 30 000 км.
Масса ПГ, доставляемого в единичном рейсе, т Рис. 5. Зависимости максимальной энергомассовой эффективности для ММБ с химическим разгонным блоком на различных топливах: — — — опорная орбита базирования (Нкр = 800 км); — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород; □ — Нап = 3 000 км; ф — Нап = 7 000 км; ▲ — Н = 12 000 км; — — Н = 20"000 км; ♦ — Н = 3°0 000 км
ап ' ап ' ап
Из анализа результатов, полученных для ММБ с ЫЯЭУ = 0,5 МВт, следует:
1. В сравнении с оптимальным (по критерию «max тПГ») вариантом ММБ с опорной круговой ОБ (Нкр = 800 км) использование для буксира эллиптических ОБ обеспечивает одновременное увеличение масс ПГ, выводимых на ГСО и в единичном рейсе (тПдГ), и за САС буксира (тПГ) при одновременном выполнении условий:
• использования вспомогательного ХРБ на кислородно-водородном топливе;
• ограничения высоты апогея эллиптической ОБ величиной Н < 12 000 км.
ап
2. Оптимальные значения удельного импульса тяги ЭРДУ буксира практически не меняются при варьировании высоты апогея Н эллиптической ОБ от 3 000 до 30 000 км
ап ^
и составляют /ЭрДУ = 55...59 кН-с/кг.
На рис. 6 представлены результаты расчетов по выбору рациональных параметров ОБ и буксира с кислородно-водородным
ХРБ, исходя из стоимостного критерия эффективности — экономии затрат АСЕ по доставке ПГ на ГСО одинаковой суммарной массы за САС буксира т^Г в сравнении с доставкой ПГ той же массы с помощью КВРБ. Пунктирной линией показана функция АСЕ = /(тПДГ) для ММБ с опорной круговой ОБ высотой Нкр = 800 км, на которой точка А соответствует варианту буксира с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира (тПГ = тП тах), а точка В — варианту с максимальной экономией затрат на программу доставки суммарной массы ПГ т^Г в сравнении с вариантом ее доставки с помощью КВРБ. Тонкими сплошными линиями дано семейство зависимостей АСЕ = /(тПдГ) для ряда эллиптических ОБ с различной высотой апогея Н при оптимальных значе-
ап 1
ниях высоты перигея и наклонения орбит (Н°р* = 800 км и = 51,7°). Линия, огибающая это семейство, представляет собой функцию максимальной экономической эффективности применения ММБ в сравнении с одноразовыми КВРБ АСЕ
-max =/(meM.
80
2 В- 70
a 3 Я н
h U
S к
о к
О х К я
60
50
40
30
С
/ \ / \ \ 4 \ 4 \ ч
/ / /а
t ) / / / ! /
14
16
18
20
22
24
Масса ПГ,
, доставляемого
в единичном рсйсс, т
Рис. 6. Зависимости АСЕ = /(т'ПдГ) для ММБ с кислородно-водородным ХРБ при различных по высоте апогея орбитах базирования: — — — опорная орбита базирования (Н = 800 км); — — Н = 3 000 км; — — Н = 7 000 км;
у кр '' ап ' ап '
— — Н = 12 000 км; — — Н = 20 000 км; — — Н = 30 000 км;
ап ап ап
— — огибающая
На рис. 7 функция максимальной экономической эффективности ММБ с эллиптическими ОБ представлена в сопоставлении с аналогичными зависимостями, полученными для вариантов использования вспомогательных ХРБ с ЖРД, работающими на топливах АТ+НДМГ и кислород + керосин. На функциях маркерами указаны точки, отвечающие значениям высоты апогея
ОБ Н = 3 000, 7 000, 12 000, 20 000 и 30 000 км.
ап ' ' '
Для сравнения пунктирной линией показана также зависимость ЛСЕ = /(тПгГ) для ММБ с опорной круговой ОБ высотой Нк = 800 км, имеющая те же опорные точки А и В, что и на рис. 6, отвечающие условиям т
и АС = АС"
ПГ
= т
ПГ
соответственно.
ю >-, i? 5 и
О гл
&S
ä У
et ^
о,
в °
я з
й 1-ч
о я
я ^
о я
Л £ §
80
60
40
20
В
Ж t \ \ \ \ *
X ж ' > / ж ' t J ' ß t ! /
10 1 5 2 0 25
Масса ПГ, доставляемого в единичном рейсе, т
Рис. 7. Зависимости максимальной экономической эффективности для ММБ с ХРБ на различных топливах: — — —
опорная орбита базирования (Нкр = 800 км); — — АТ+НДМГ; — — кислород + керосин; — — кислород + водород; □ — Нап = 3 000 км; О — Н = 7 000 км; ▲ — Н = 12 000 км; — — Н = 20 000 км;
г ап ' ап ' ап '
♦ — Н = 30 000 км
ап
Из сопоставления зависимостей, представленных на рис. 7, следует, что в случаях применения вспомогательных ХРБ на топливах кислород + керосин и АТ + НДМГ использование для ММБ эллиптических ОБ даже при малых значениях высоты апогея (Нап = 5 000 км) не обеспечивает выигрыша в экономии суммарных затрат АСЕ по сравнению с опорным вариантом круговой орбиты базирования (Нкр = 800 км).
В то же время, как следует из рис. 6, в варианте использования кислородно-водородного ХРБ и буксира с высокоэллиптической орбитой базирования Нап = 30 000 км (на рис. 6 — точка С) обеспечивается существенное преимущество в экономии затрат АСе перед вариантами ММБ с круговой ОБ (Нкр = 800 км), имеющими параметры, выбранные по критериям АСЕах (точка В) и тП^ах (точка А). Характеристики этих вариантов приведены для сравнения в табл. 3, где представлен также вариант использования эллиптической ОБ с ограниченной высотой апогея (Нап = 12 000 км), исходя из условия обеспечения одновременного увеличения
масс ПГ, выводимых на ГСО и в единичном рейсе (тПдГ), и за САС буксира (т^г), в сравнении с опорным вариантом круговой ОБ.
Из табл. 3 следует, что вариант буксира с круговой ОБ высотой Нкр = 800 км и параметрами, оптимальными по критерию ЛСЕах, хотя и обеспечивает в единичном рейсе доставку ПГ максимальной массы (тПдГ ® 21 т), но имеет при этом минимальную суммарную массу ПГ, доставляемых за САС буксира (тПГ ~ 191 т), и неприемлемо большую продолжительность единичного рейса (Тр = 406 сут).
В сравнении же со случаем круговой ОБ (Нкр = 800 км) и параметрами ММБ, обеспечивающими максимальную величину суммарной массы т^г, использование вариантов эллиптических ОБ с высотой апогея Н = 12 000 и 30 000 км в сочетании с при-
ап 1
менением для их формирования вспомогательных РБ на базе кислородно-водородных ЖРД позволяет обеспечить соответствующие улучшения энергомассовых и экономических показателей эффективности применения буксира:
• увеличить суммарную массу ПГ т^г в 1,23 раза (при одинаковой массе тПдГ) и 1,57 раза (при пониженной на ~11% массе тПдГ);
• сократить продолжительность единичного рейса буксира в 1,23 и 1,77 раз;
• уменьшить в ~2,6 и ~3,6 раза расход ксенона в расчете на 1 кг выводимого ПГ;
• увеличить в ~1,4 и ~1,5 раза абсолютную величину экономии затрат от применения ММБ с ЯЭРДУ вместо наиболее эффективных средств межорбитальной транспортировки традиционного типа — одноразовых кислородно-водородных РБ.
При этом, как следует из результатов работы [1], использование для буксира эллиптических ОБ с высотами апогея Нап = 12 000 и 30 000 км позволяет сократить длительность пребывания буксира в зоне высот 800 < Н < 1 500 км с высокой плотностью загрязнения космическим «мусором», соответственно, в ~25 и ~ 100 раз в сравнении с вариантом использования круговой ОБ (Н = 800 км), что повышает безопасность применения ММБ с ЯЭРДУ.
В завершение следует отметить также, что аналогичные расчеты, проведенные для вариантов ММБ с ЯЭУ электрической мощностью ^ЯЭУ =1 и 1,5 МВт, показали тенденцию к повышению эффекта от применения эллиптических ОБ по мере снижения мощности ^ЯЭУ. Это позволяет рассматривать применение эллиптических ОБ для буксира и как средство снижения требований к размерности его ЯЭУ.
Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ХРБ — химический разгонный блок; КГЧ — космическая головная часть; КВРБ — кислородно-водородный разгонный блок; ПГ — полезный груз; СМ — сменный модуль; ОМ — основной модуль; ГСО — геостационарная орбита; САС — срок активного существования.
Таблица 3
характеристики вариантов ммБ с круговыми и эллиптическими орбитами базирования
Варианты орбиты базирования ММБ Круговая Эллиптическая
Параметры ОБ НпхНап, км 800x800 800x12 000 800x30 000
Используемый критерий эффективности ДСт ах ДСт и ДСт ах
Используемый ХРБ (топливо) Типа «Бриз» (АТ + НДМГ) Типа КВТК (О2 + Н2)
Орбита отделения КГЧ от РН НпхНап, км -130x200 -2 000x200
Масса отделившейся КГЧ (СМ+ХРБ), т 37,647 46,835 46,764
Набор характеристической скорости СМ на этапах работы ХРБ, м/с - в т. ч. на участке довыведения 433,7 100,1 2 587 805,5 3 240 805,5
Масса СМ с ХРБ при выходе на ОБ, т 32,844 26,533 22,987
Масса СМ с ПГ после отделения ХРБ, т 31,772 23,277 19,350
Расход топлива СМ на стыковку с ОМ, т 1,062 0,778 0,647
Масса состыкованного ММБ с ПГ на ОБ, т 45,592 45,461 37,184 33,343
Набор скорости ММБ при перелете ОБ^ГСО (или ГСО^ОБ), м/с 7 361 4 860 3 465
Удельный импульс тяги ЭРДУ ММБ, Н-с/кг 36 530 57 693 55 404 57 942
Тяговый КПД ЭРДУ 0,686 0,755 0,749 0,755
Масса ММБ с ПГ при выходе на ГСО, т 37,271 40,015 34,061 31,408
Масса ОМ, отделяемого на ГСО, т 18,205 16,758 16,031 15,542
Суммарный расход ксенона на рейс, т 11,644 7,453 4,469 2,837
Масса ПГ, выводимого на ГСО за 1 рейс, т 16,482 21,263 16,507 14,595
Общая продолжительность рейса, сут 281 406 228 159
Число рейсов ММБ за САС 13 9 16 23
Суммарная масса доставляемых ПГ тПГ, т 214,3 191,4 264,1 335,7
Стоимость пуска ХРБ С™, млн руб. 480 977 1 013
Стоимость доставки суммарной массы ПГ т^г с помощью ММБ, млрд руб. 101,0 69,3 117,0 159,4
Стоимость доставки суммарной массы ПГ тПпГ с помощью КВРБ, млрд руб. 147,9 132,1 182,3 231,8
Экономия затрат ДСЕ по доставке массы ПГ тПпГ при применении ММБ, млрд руб. 47,0 62,8 65,3 72,4
заключение
В сравнении с опорным вариантом круговой ОБ высотой Нкр = 800 км, традиционно рассматриваемым для ММБ с ЯЭРДУ, применение эллиптических ОБ в сочетании с использованием вспомогательного ХРБ на базе кислородно-водородного ЖРД позволяет улучшить энергомассовые показатели эффективности буксира, а также увеличить экономию затрат от его применения вместо наиболее эффективных средств межорбитальной
транспортировки традиционного типа — одноразовых кислородно-водородных разгонных блоков.
При этом использование высокоэллиптических орбит базирования может рассматриваться как средство повышения безопасности применения ММБ, обеспечивающее снижение на один-два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором», а также как средство снижения требований к размерности его энергоустановки.
Список литературы
1. Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Кув-шинова Е.Ю., Синицын А.А. Выбор параметров эллиптической орбиты базирования для повышения безопасности применения многоразовых ядерных буксиров // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 45-54.
2. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Легос-таев В.П., Лопота В.А., Максимов В.А., Островский В.Г., Синявский В.В., Тугаен-ко В.Ю. Электроракетный транспортный аппарат для обеспечения больших грузопотоков в космосе // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 101-111.
3. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оптимизация параметров многоразового
межорбитального буксира с ядерной электроракетной двигательной установкой // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 3. С. 140-152.
4. К. Эрике Космический полет. Т. II. Динамика. Ч. 1. М.: Наука, 1969. 342 с.
5. Акимов В.Н., Архангельский Н.И., Кувшинова Е.Ю., Нестеров В.М. Сравнительный анализ технико-экономической эффективности применения многоразовых межорбитальных буксиров с ядерной электроракетной двигательной установкой и одноразовых химических разгонных блоков в транспортных операциях по доставке полезных грузов на окололунную орбиту // Космическая техника и технологии. 2016. № 3(14). С. 62-70.
Статья поступила в редакцию 11.05.2017 г.
Reference
1. Akimov V.N., Arkhangel'skiy N.I., Kuvshinova E.Yu., Sinitsyn A.A. Vybor parametrov ellipticheskoi orbity bazirovaniya dlya povysheniya bezopasnosti primeneniya mnogorazovykh yadernykh buksirov [Selecting parameters of elliptical basing orbit to improve safety of nuclear reusable tugs]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13), pp. 45-54.
2. Gribkov A.S., Yevdokimov R.A., Legostaev V.P., Lopota V.A., Maksimov V.A., Ostrovskiy V.G., Sinyavskiy V.V., Tugaenko V.Yu. Elektroraketnyi transportnyi apparat dlya obespecheniya bol'shikh gruzopotokov v kosmose [Electrically-propelled transportation vehicle to support heavy cargo traffic in space]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 2, pp. 101-111.
3. Kosenko A.B., Sinyavskiy V.V. Optimizatsiya parametrov mnogorazovogo mezhorbital'nogo buksira s yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovkoi [Optimizing parameters of a reusable orbital transfer vehicle based on a nuclear electric propulsion system]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 3, pp. 140-152.
4. K. Ehricke. Kosmicheskiy polet. Vol. II. Dinamika. Ch. 1. [Space light. Vol. II: Dynamics. Part 1]. Moscow, Naukapubl, 1969.342p.
5. Akimov V.N., Arkhangel'skiy N.I., Kuvshinova E.Yu., Nesterov V.M. Sravnitel'nyi analiz tekhniko-ekonomicheskoi effektivnosti primeneniya mnogorazovykh mezhorbital'nykh buksirov s yadernoi elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovkoi i odnorazovykh khimicheskikh razgonnykh blokov v transportnykh operatsiyakh po dostavke poleznykh gruzov na okololunnuyu orbitu [A comparative analysis of technical and economic efficiency of using reusable orbital transfer vehicles with nuclear electrical propulsion system and expendable chemical-propulsion upper stages in transportation operations to deliver payloads into lunar orbit]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 3(14), pp. 62-70.
