CC BY
48
The model of the blood circulatory system which allowed to receive a number of the characteristics of haemo dynamics of heart and the vascular course confirmed experimentally subsequently is offered. During creation of model its physiological functions originally come to light, its structure is designed then and further the adequacy to the designed model is investigated.
Key words: electromagnetic fields, cardiovascular system, mathematical models.
Belov Alexander Anatolyevich, doctor of technical sciences, professor, belalexan85@,gmail.com, Russia, Moscow, Moscow aviation institute (national research university),
Savenko Elena Yurevna, candidate of technical sciences, docent, se126@,mail.ru, Russia, Moscow, Moscow aviation institute (national research university)
УДК 629.76
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-5-265-276
ОЦЕНКА НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ЗАДЕЛА ПО СОЗДАНИЮ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ СВЕРХЛЕГКОГО КЛАССА
С.Ф. Стельмах, А.В. Ляшевский, В.Л. Слатов
Представлен анализ мировых тенденций по созданию, применению и развитию средств выведения сверхлегкого класса в интересах развертывания, поддержания и восполнения орбитальных группировок на базе малых космических аппаратов. Показано, что в отечественной космической отрасли существует большой научно-технический задел в виде проектов в области разработки ракет-носителей сверхлегкого класса. Проанализированы основные преимущества и недостатки разрабатываемых средств выведения сверхлегкого класса в одноразовом и многоразовом исполнении с различными вариантами схем спасения возвращаемых ступеней.
Ключевые слова: ракета-носитель, полезная нагрузка, возвращаемая ступень, ракетодинамическая схема возврата, аэродинамическая схема возврата.
В настоящее время в рамках проекта «Сфера» до 2030 года планируется выведение более 500 космических аппаратов (КА) связи, навигации и дистанционного зондирования Земли [1, 2]. Данный проект характеризуется разнообразием задач, для решения которых требуются ракеты-носители (РН) различного класса. Согласно ГОСТ В 22846-93 по массе выводимой полезной нагрузки РН делятся на РН легкого, среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. Так как ГОСТ, в котором определена классификация РН, разработан в 1993 году и с того времени космическая отрасль шагнула далеко вперед, разумно предположить о необходимости внесения в него дополнительной категории РН: РН сверхлегкого класса (СЛК), как РН, с помощью которых возможно осуществить запуск полезной нагрузки массой до 1 т. Классификация РН по массе выводимой полезной нагрузки (ПН) приведена в табл. 1 [3].
В эксплуатационном цикле многоспутниковых ОГ существует три основных этапа [2]:
- развертывание ОГ, осуществляемое групповыми запусками МКА с помощью РН большей размерности;
- поддержание ОГ на этапе развертывания в случае отказа единичных КА на этапе развертывания;
- восполнение ОГ при окончании срока активного существования КА в составе данной ОГ.
Рассмотрим оптимальную схему восполнения ОГ по окончанию срока активного существования КА на примере перспективных многоспутниковых ОГ «М» и ОГ «О», основные характеристики которых представлены в табл. 2:
- развертывание ОГ «О» и «М» целесообразно проводить групповыми пусками РН ЛК и СК с полным заполнением плоскости одним пуском;
- поддержание ОГ «О» целесообразно проводить единичными запусками на целевую орбиту непосредственно в точку стояния КА взамен отказавшего;
- восполнение ОГ «О» с массой КА 200 кг целесообразно проводить групповыми запусками по 2 КА с применением РН СЛК; восполнение ОГ «М» целесообразно выполнять групповыми запусками по 6 КА, а поддержание - запусками по 3 КА.
Результаты исследований оптимальных схем развертывания, поддержания и восполнения ОГ «О» и ОГ «М» представлены в табл. 3 [1, 2, 4].
Таблица 1
Классификация РН по массе полезной нагрузки_
Тип РН Масса ПН, кг (на низкую опорную орбиту (НОО) h=200 км, i=630)
Сверхлегкий класс до 1000
Легкий класс (ЛК) 1000-5000
Средний класс (СК) 5000-15000
Тяжелый класс (ТК) 15000-50000
Сверхтяжелый класс (СТК) свыше 50000
Помимо традиционных задач, уже решаемых ранее, в современных условиях появляется новый класс задач, связанный с развертыванием, поддержанием и восполнением многоспутниковых орбитальных группировок (ОГ) малых КА (МКА), для решения которых необходимо совершенствование средств выведения (СВ) ЛК и создание РН СЛК. В качестве примера рассмотрим перспективные многоспутниковые ОГ «М» с КА массой до 60 кг и ОГ «О» с КА массой до 200 кг [4, 5, 6]. Основные параметры данных ОГ представлены в табл. 2.
Таблица2
Пример параметров ОГ с КА массой до 60 кг и до 200 кг_
Наименование КА «М» «О»
Масса КА до 60 кг до 200 кг
Количество КА в ОГ 242 160
Количество плоскостей 11 20
Количество КА в плоскости 22 8
Орбита КА Приполярная орбита Н=900 км, i=81,4° Солнечно-синхронная орбита Н=500-700 км
Срок активного существования, лет 4 5
В настоящее время парк отечественных СВ ЛК представлен такими РН, как «Союз-2.1в» и «Ангара 1.2», которые могут использоваться, в основном, на этапе развертывания ОГ МКА, т.к. их энергетические характеристики являются избыточными для решения задач поддержания и восполнения ОГ. Применение РН СЛК для выведения МКА в настоящее время невозможно по причине отсутствия последних в составе парка отечественных СВ.
Таким образом, потребность в современных РН СЛК с характеристиками, соответствующими уровню решения перспективных задач по выводу МКА на целевые орбиты, является особенно актуальной.
Анализ результатов разработки и применения зарубежных и отечественных средств выведения сверхлегкого классов. В настоящее время в целях интенсивного формирования ОГ на базе МКА и СМКА у зарубежных участников космической деятельности появилось множество проектов РН СЛК. Они предназначены для реализации различных концепций целевого запуска мини-, микро- и даже наноспутников.
В 2016-2021 гг. состоялись первые пуски новых PH СЛК Electron, LauncherOne (США), CZ-11, КТ-2, KZ-1A, ZQ-1, Smart Dragon-1, OS-MI, Hyperbola-1 (Китай), SS-520 (Япония).
К проектам с наиболее заметными практическими успехами можно отнести разработку, создание и применение РН Astra, Firefly Alpha, RSI, Terran-1 (США), KZ-11, Ceres-1, NewLine-1, Hyperbola-2 (Китай), RFA One (Германия), Prime (Великобритания), Miura-5 (Испания), SSLV (Индия) и др.
Таблица 3
Пример вариантов развертывания, поддержания и восполнения многоспутниковых
ОГ с КА массой до 60 кг и до 200 кг
Параметры Требуемая грузоподъемность, кг / тип РН 2024 2025 2026 2027 2028 2029 2030 2031 2032 2033 2034 2035 Всего
ОГ «О» (160 КА на ССО 500-700 км, 20 плоскостей по 8 КА массой по 200 кг)
Этап летных испытаний (ЛИ) (по 2 КА в 4-х плоскостях)
2 КА по 200 кг 400 / РН СЛК 4 4
Этап развертывания ОГ
Групповые запуски по 8 КА (8 КА по 200 кг) 1600 / РН ЛК 4 8 8 20
Запуск 1 КА массой 200 кг 200 / РН СЛК (многоразовая) 4 8 8 20
Этап восполнения ОГ (2 КА в год в каждую плоскость)
2 КА по 200 кг 400 / РН СЛК (одноразовая) 5 22 25 23 75
Поддержание ОГ ("~3-5 КА в год)
Запуск 1 КА массой 200 кг 200 / РН СЛК (многоразовая) 3 4 5 3 3 3 4 25
ОГ «М» (242 КА на приполярной орбите высотой 900 км, 11 плоскостей по 22 КА массой по 60 кг)
Этап ЛИ (3 КА в одной плоскости)
3 КА по 60 кг 180 / РН СЛК (многоразовая) 1 1
Этап развертывания ОГ
Групповые запуски по 22 КА (22 КА по 60 кг) 1320 / РН ЛК 3 3 5 11
Этап восполнения ОГ (6 КА в год в каждую плоскость)
Групповые запуски по 6 КА (6 КА по 60 кг) 360 / РН СЛК (одноразовая) 6 2 6 6 2 22
Поддержание ОГ КА в год)
1 - 3 КА по 60 кг 60 - 180 / РН СЛК (многоразовая) 1 2 2 3 4 4 5 3 4 5 33
Некоторые проекты в ходе реализации претерпевают заметные изменения, в частности, наблюдается рост грузоподъёмности ряда PH СЛК, таких как Terran-1 (со 150 до 900 кг массы ПН при выводе на солнечно-синхронную орбиту (ССО)), Firefly Alpha (с 0.4 до 1.0 т массы ПН при выводе на низкую околоземную орбиту (НОО)), Miura-5 (со 150 до 280 кг массы ПН при выводе на ССО), RS1 (с 0,8 до 1,2 т массы ПН при выводе на НОО).
У отечественных предприятий космической отрасли в настоящее время имеется большой научно-технический задел по разработке перспективных СВ ЛК и СЛК, но существующих исключительно в виде проектов. К наиболее перспективным и проработанным проектам можно отнести разработки, представленные на рис. 1 [7, 8].
Сравнительные характеристики разрабатываемых отечественных РН ЛК и СЛК приведены в табл. 4 [7, 8].
Одним из важнейших показателей эффективности РН является удельная стоимость выведения ПН на целевую орбиту, напрямую зависящая от затрат на ОКР, изготовление РН, эксплуатацию наземной космической инфраструктуры, проведение пуска
РН. В настоящее время, несмотря на большое количество попыток снизить величину указанного показателя, уровень цен по доставке ПН на НОО продолжает оставаться достаточно высоким (10 - 50 тыс. долл/кг и более), что является существенным препятствием для развития космической деятельности.
Особенно это характерно для РН ЛК и СЛК, у которых удельная стоимость выведения ПН на целевую орбиту значительно выше, чем у РН большой грузоподъемности [9, 10, 11].
а б в г
Рис. 1. Проекты отечественных РН ЛК и СЛК: а — РН ЛК вариант 1; б — РН ЛК вариант 2; в — одноразовая РН СЛК; г — многоразовая РН СЛК
Одним из очевидных решений данной проблемы является реализация принципа многоразового применения составных частей РН. При этом в настоящее время приоритет отдается спасению и повторному применению первых ступеней РН. Это обстоятельство обусловлено такими факторами, как:
- концентрацией в первых ступенях большей доли стоимости РН (более 70%);
- недостаточным в настоящее время уровнем развития гиперзвуковых технологий, позволяющим спасать и повторно использовать верхние ступени.
В условиях реализации интенсивной программы пусков, многоразовые РН будут обладать конкурентными преимуществами перед одноразовыми РН за счет уменьшения стоимости выведения ПН, обеспечиваемой повторным применением возвращаемых ступеней, а также в результате уменьшения размеров или полного отсутствия районов падения отделяющихся частей РН.
В настоящее время наибольшего практического прогресса в создании и применении РН с возвращаемой первой ступенью достигла американская частная компания SpaceX. Разработанная и применяемая ею технология спасения первой ступени РН ТК Falcon 9 FT основана на ракетодинамической схеме возврата [12].
Для посадки на морские платформы (рис. 2, 3), находящиеся в Атлантическом океане на значительном удалении от стартовых площадок, или на посадочные площадки, находящиеся на суше вблизи от стартовых комплексов, первая ступень имеет четыре аэродинамических решетчатых руля для стабилизации на возвратном участке траектории и четыре раскладывающиеся посадочные опоры [12].
268
В настоящее время среди многоразовых СВ СЛК наибольший прогресс в разработке и эксплуатации достигла РН Electron частной американской компании Rocket Lab. Масса ПН, выводимой на НОО данной РН составляет 300 кг [13]. Стоимость пуска составляет от 4,9 до 6,6 млн. долларов.
В отношении положения дел с разработкой отечественных РН СЛК необходимо отметить, что с точки зрения оптимизации такого показателя эффективности СВ СЛК, как удельная стоимость выведения ПН на НОО, наибольший интерес представляет проект РН СЛК, разрабатываемый одним из отечественных предприятий в двух вариантах - одноразовая РН и многоразовая РН [2, 8].
Величины удельной стоимости выведения ПН на ССО существующих зарубежных, находящихся в эксплуатации отечественных РН ЛК и перспективных РН СЛК представлен на рис. 4.
Анализ данных, представленных на рис. 4, показывает, что разрабатываемые РН СЛК, по такому показателю, как удельная стоимость выведения ПН на целевые орбиты, обладают существенными конкурентными преимуществами по сравнению с зарубежными аналогами.
Таблица4
Сравнительные характеристики перспективных РН ЛК и СЛК_
Параметр РН ЛК (Вариант-1) РН ЛК (Вариант-2) РН СЛК (одноразовая) РН СЛК (многоразовая)
Стартовая масса РН, т 61,0 61,0 23,6 25,0
Количество ступеней 2 2 2 2
Длина 24,8 24,8 25,5 28,1
Диаметр 2,6 2,6 1,6 1,6
Компоненты топлива кислород + СПГ кислород + СПГ кислород + СПГ кислород + СПГ
Тяга двигателей, тс - на земле - в пустоте I ступень 85,0 97,6 II ступень 7,5 I ступень 85,0 97,6 II ступень 7,5 I ступень 28 32,2 II ступень 4,77 I ступень 28 32,2 II ступень 4,77
Удельный импульс, с - на земле - в пустоте I ступень 308,9 355,0 II ступень 362 I ступень 308,9 355,0 II ступень 370 I ступень 301,2 338 II ступень 361,9 I ступень 301,2 338 II ступень 361,9
Масса ПН, т - ССО, Нкр=300 км - ССО, Нкр=500 км - ССО, Нкр=800 1,06 (без АБ) 0,7 / 0,75 (без АБ / с АБ) 0,66 (с АБ) 1,13 (без АБ) 0,77 / 0,82 (без/ с АБ) 0,73 (с АБ) 584 (на НОО) 417 (на ССО) 89 (на ГСО) 410 (на НОО) 300 (на ССО) 60 (на ГСО)
Стоимость разработки и производства первого серийного образца, млрд. руб 7,5 (только ДУ) 6 (только ДУ) 12,1 16,6
Стоимость пуска РН, млн. руб. н/д н/д 175 112
Срок создания до 7лет (только ДУ) 6 4 до 6
По мнению отечественных и зарубежных экспертов, спасаемые (многоразовые) ракетные блоки позволяют существенно снизить стоимость пусков РН [2, 9, 11].
Относительная величина снижения стоимости вывода ПН на целевую орбиту при применении РН с многоразовой возвращаемой ступенью может быть вычислена с помощью следующего выражения:
СПН
ДСОТН = (1-СМН)Х100, (1)
Со
где СМН - стоимость запуска ПН, выводимой многоразовой РН; СПН - стоимость запуска ПН, выводимой одноразовой РН.
Так, стоимость пуска РН ТК Falcon 9FT в одноразовом исполнении ступени составляет 92 млн. долларов, в возвращаемом варианте первой ступени в среднем - 62 млн. долларов [9]. Таким образом, относительная величина снижения стоимости вывода ПН РН Falcon 9FT при применении РН с многоразовой возвращаемой ступенью составляет около 33 %.
Рис. 2. Схема посадки первой ступени РН Falcon 9 FT на морскую платформу
а б
Рис. 3. РН Falcon 9: а — схема расположения решетчатых рулей и раскладывающихся опор первой ступени РН Falcon 9; б — морская платформа для посадки возвращаемых ступеней РН Falcon 9
Анализ результатов вычислений, произведенных с помощью выражения (1) с использованием данных, представленных в табл. 4 показывает, что относительная величина снижения стоимости для разрабатываемой отечественной многоразовой РН СЛК составит около 36 %.
130 1В0
140 120
Ш
100
I
J
£ 30 ВО 40 20 0
0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5 Э.О
Масса полезней кагру^кн
Рис. 4. Удельная стоимость выведения ПН зарубежными и отечественными РНЛК и СЛК на ССО
Ввиду того, что возвращаемая ступень при совершении посадки в целях сохранения в рабочем состоянии основных узлов и агрегатов должна иметь дополнительное оборудование (решетчатые рули, посадочные опоры и др.), а также запас топлива для работы двигателей, осуществляющих торможение, масса ПН, выводимой на целевую орбиту снижается по сравнению с одноразовой РН. Относительная величина снижения массы ПН при применении РН с многоразовой возвращаемой ступенью может быть вычислена с помощью следующего выражения:
Дшотн = (1 - fH) х 100 , (2)
где т™ - масса ПН, выводимой многоразовой РН; - масса ПН, выводимой одноразовой РН.
Анализ результатов вычислений, произведенных с помощью выражения (2) с использованием данных, представленных в табл. 4 показывает, что относительная величина снижения массы ПН для разрабатываемой отечественной многоразовой РН СЛК по сравнению с одноразовой ракетой составит около 30 %.
Поэтому одной из важнейших задач, требующих решения о применении одноразовой или многоразовой РН при выводе ПН на целевую орбиту, является поиск оптимального соотношения между снижением стоимости пуска и потерями массы ПН при применении многоразовой РН.
Кроме того, необходимо учитывать то обстоятельство, что одним из важнейших факторов, влияющих на относительную величину снижения массы ПН при применении РН с многоразовой возвращаемой ступенью, а, следовательно, и на удельную стоимость выведения ПН на целевую орбиту, является способ спасения возвращаемой ступени.
Ракетодинамическая схема возврата, применяемая РН Falcon 9FT компании SpaceX, предполагает 2 варианта спасения возвращаемой ступени [9]:
- вариант 1: управляемый вход и последовательное торможение первой ступени в атмосфере, заканчивающееся ее вертикальной посадкой с помощью маршевой двигательной установки (ДУ) на морскую платформу, располагающуюся по трассе полета РН;
- вариант 2: посадка возвращаемой ступени на подготовленную площадку непосредственно в районе старта за счет совершения первой ступенью дополнительного маневра возврата в вертикальной плоскости на безатмосферной части полета путем повторного включения маршевой ДУ.
Pegasus-XL О о-США Q - Россия О - Китай
Vector-R
Р
О Старт-1
Minotaur I U CZ-11
Electron
О OLauncherOne |(_zq-Q пСМ^Стгела
О
РНСЛК одооразпвац
С0ЮЭ-2.1Е
О Рокот
о Ангарэ-1.2
Реализация указанных вариантов в российских условиях затруднительна вследствие следующих обстоятельств:
- для того, чтобы противостоять высоким конвективным тепловым потокам, свойственным ракетодинамическому варианту спасения первой ступени РН, сопла маршевых двигателей, выполняющих маневр торможения в атмосфере, должны быть выполнены либо в неохлаждаемом варианте из жаропрочного материала, либо быть оснащены специальными защитными устройствами, увеличивающими массу системы спасения возвращаемой ступени РН и снижающие ее надежность [8];
- если для РН ТК реализация первого и второго вариантов посадки как на сухопутную посадочную площадку по трассе выведения, так и на плавающую платформу экономически целесообразно в силу высокой стоимости возвращаемой ступени, то для РН ЛК и РН СЛК, пуски которых могут осуществляться в широком диапазоне азимутов, данные варианты экономически неэффективны. По существующим оценкам [2, 8] затраты на обустройство сухопутной посадочной площадки возвращаемых ступеней РН составляют около 100 млн. долларов, а ее содержание и эксплуатация посадочного оборудования увеличивает стоимость каждого пуска на 1 - 1,5 млн. долларов;
- схема спасения возвращаемой ступени ракетодинамическим способом требует многократного включения маршевой ДУ при выполнении маневра торможения, что также трудно реализуемо при применении существующих отечественных кислородно-керосиновых ДУ, в которых рабочие давления и температуры в камерах сгорания и турбонасосных агрегатах существенно выше, чем в ДУ зарубежных многоразовых возвращаемых ступенях, к которым относятся такие жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), как Merlin 1D+, Raptor, BE-4. Существующие отечественные ДУ не рассчитаны на возможность многократного включения в процессе полета, а также на работу ЖРД в режимах глубокого дросселирования (10-15% от номинала), требуемого для торможения и мягкой посадки возвращаемой ступени [8]. Для реализации данной схемы требуется разработка новых или модернизация существующих отечественных ДУ.
Таким образом, реализация ракетодинамических схем спасения возвращаемых ступеней РН легкого и сверхлегкого классов в российских условиях малоэффективна и связана с несоразмерно большими потерями в величине массы выводимой ПН.
Решение данной проблемы может заключаться в применении аэродинамической схемы возврата первой ступени РН на взлетно-посадочную полосу (ВПП), находящуюся вблизи стартового комплекса (рис. 5) [8].
„
Разделение первой и второй ступени
Траектория выведения КА
Разворот крыла
Á
Активный участок ¿ траектории
/ ■1
Старт
Посадка на ВПП
Аэродинамическое торможение
> а
Включение ВРД
Рис. 5. Аэродинамическая схема возврата первой ступени РН на ВПП,
находящуюся вблизи СК
272
Данная схема предусматривает следующие этапы полета возвращаемой ступени РН [8]:
- вертикальный старт РН и выход на типовую траекторию выведения, обеспечивающую в точке отделения первой и второй ступени высоту 60 - 80 км, скорость 1770 - 2270 м/с и угол наклона траектории к линии местного горизонта 29°- 19°;
- после разделения первой и второй ступеней вход возвращаемой ступени в атмосферу на гиперзвуковой скорости (около 7 М);
- осуществление управляемого аэродинамического торможения с помощью ДУ ориентации и стабилизации, разворот крыла, последовательное прохождение сверхзвукового (скорость около 1,5 М) и трансзвукового (скорость 1,1 - 0,95 М) режимов;
- прямолинейный крейсерский возвратный полет на дозвуковой скорости (около 0, 4 М);
- предпосадочное маневрирование и автоматизированная посадка на ВПП с помощью воздушно-реактивного двигателя (ВРД).
После выполнения комплекса регламентных работ возвращаемая ступень в составе РН может быть запущена повторно.
Для реализации аэродинамической схемы возврата первой ступени РН ее конструкция оснащается такими элементами, как поворотное крыло, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, ВРД, шасси и др. (рис. 6) [8].
К основным преимуществам аэродинамической схемы возврата ступени относятся следующие:
- данная схема обеспечивает более широкий диапазон азимутов пусков СВ (за счет исключения районов падения (РП) первой ступени РН, а также снижение времени подготовки возвращаемой ступени к повторному пуску за счет экономии ресурса маршевых двигателей;
- отсутствие необходимости в РП первой ступени РН дает возможность исполнения космического ракетного комплекса СЛК в мобильном и перебазируемом вариантах, что существенно расширяет географию возможных пусков данного СВ;
- при отработке экспериментальных пусковых нагрузок специального назначения имеется возможность формирования любых настильных траекторий с выдерживанием жестких ограничений по перегрузке и скоростному напору, что имеет особое значение при проведении экспериментов летательных аппаратов, оснащенных гиперзвуковыми прямоточными воздушно-реактивными двигателями [8].
273
Заключение. На основе материалов, представленных в открытых источниках, проведен анализ мировых тенденций по разработке, созданию и применению РН СЛК в целях развертывания, поддержания и восполнения ОГ на базе МКА и СМКА, который показал, что наибольших практических успехов в этом направлении достигли такие страны, как США, Великобритания, Германия, Испания, Индия и Китай.
В настоящее время в отечественной космической отрасли наблюдается существенное отставание от основных зарубежных космических держав в области разработки и практического применения РН СЛК для вывода МКА и СМКА на целевые орбиты. Вместе с тем в России на сегодняшний день на стадии проектов имеется большой научно-технический задел в этом направлении.
Одной из наиболее перспективных и практически реализуемых программ является разработка РН СЛК с многоразовой возвращаемой первой ступенью на основе аэродинамической схемы возврата, как наиболее экономически эффективной и, позволяющей решать более широкий круг задач, по сравнению с ракетодинамической схемой спасения первой ступени и применением РН в одноразовом исполнении.
Таким образом, в современных условиях в целях обеспечения развертывания, поддержания и восполнения перспективных низкоорбитальных группировок МКА задача создания и практического применения отечественных РН СЛК на основе возвращаемых по-самолетному ракетных блоков является крайне актуальной.
Список литературы
1. Государственная программа «Космическая деятельность России». М.: Правительство РФ, 2020. 76 с.
2. Медведев А.А. Инновационные подходы при создании ракетно-космической техники. Монография. М.: Издательство «Доброе слово и Ко», 2020. 400 с.
3. Ляшевский А.В., Мосин Д.А., Захаров П.А. Состояние и перспективы развития средств выведения малых космических аппаратов // Сборник статей всероссийской научно-технической конференции «Состояние и перспективы развития современной науки по направлению «малые космические аппараты». Анапа: ВИТ «ЭРА», 2021. С. 108-115.
4. Роскосмос: официальный сайт. М., 2022. [Электронный ресурс] URL: http://roscosmos.ru (дата обращения: 29.01.2022).
5. Спутниковую группировку «Марафон» пообещали развернуть за три года / Информационное агентство ТАСС. М., 2020. [Электронный ресурс] URL: http://tass.ru/kosmos/9894343 (дата обращения: 22.02.2022).
6. РКЦ Прогресс: официальный сайт. Самара, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://samspace.ru (дата обращения: 22.02.2022).
7. РКЦ «Прогресс». Новая ракета-носитель легкого класса «Союз-2 ЛК» // Роскосмос: официальный сайт. М., 2022 [Электронный ресурс] URL: http://roscosmos.ru (дата обращения: 22.02.2022).
8. Многоразовая ракетно-космическая система «Крыло-СВ» // Фонд перспективных исследований. М., 2022. [Электронный ресурс] URL: http://fpi.gov.ru (дата обращения: 22.02.2022).
9. Болдырев К.Б., Грибакин В.А., Карчин А.Ю., Пирогов С.Ю., Султанов А.Э. Ракеты-носители: учебник. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2018. 385 с.
10. Карчин А.Ю., Болдырев К.Б., Султанов А.Э., Прокопенко Е.А. Основы устройства ракет космического назначения: учебное пособие. СПб.: ВКА имени А.Ф. Можайского, 2019. 180 с.
11. 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 ки-бербезопасности, помехозащищенности и информационного обеспечения. Санкт-Петербург. 2021. Вып. 4(38). С. 114-121.
12. SpaceX: официальный сайт. Хоторн, Калифорния, США, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://spacex.com (дата обращения: 22.02.2022).
13. Rocket Lab: официальный сайт. Новая Зеландия, 2022. [Электронный ресурс] URL: http://rocketlabusa.com (дата обращения: 22.02.2022).
Стельмах Станислав Феликсович, канд. воен. наук, старший научный сотрудник лаборатории, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Ляшевский Александр Валерьевич, канд. техн. наук, начальник лаборатории, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Слатов Валерий Леонидович, старший научный сотрудник лаборатории, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского
ASSESSMENT OF THE SCIENTIFIC AND TECHNICAL BACKGROUND OF ENTERPRISES OF THE ROCKET AND SPACE INDUSTRY IN PART OF THE CREATION OF ULTRA-LIGHT CLASS LAUNCH VEHICLES
S.F. Stelmakh, A.V. Lyashevsky, V.L. Slatov
An analysis of world trends in the creation, application and development of ultralight launch vehicles for the deployment, maintenance and replenishment of orbital constellations based on small spacecraft is presented. It is shown that in the domestic rocket and space industry there is a large scientific and technical groundwork in the form of projects in the development of ultralight launch vehicles. The main advantages and disadvantages of the developed launch vehicles of the ultra-light class in single-use and reusable versions with various options for rescue stages are analyzed.
Key words: carrier rocket, actual load, return stage, rocket dynamic return scheme, aerodynamic return scheme.
Stelmakh Stanislav Feliksovich, candidate of military sciences, senior researcher, vka@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,
Lyashevsky Alexander Valerievich, candidate of technical sciences, head of laboratory, vka@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky,
Slatov Valery Leonidovich, senior researcher, vka@mil.ru, Russia, St. Petersburg, Military Space Academy named after A.F. Mozhaisky
