CC BY
266
УДК 629.784
ПРИМЕНЕНИЕ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ВЫСОКОЙ ЭНЕРГОВООРУЖЁННОСТИ
© 2013 С. Н. Иванович ФГУП «КБ "Арсенал"», г. Санкт-Петербург
Рассматриваются вопросы использования транспортных космических аппаратов на базе ядерной энергетической установки и электрических ракетных двигателей для доставки полезной нагрузки к околоземным орбитам и освоения Солнечной системы в ближайшей перспективе. Приведена методика расчёта параметров энергодвигательного комплекса транспортного космического аппарата. Обозначены проблемы использования космических аппаратов данного типа на современном уровне развития космической техники.
Транспортный космический аппарат, космическая энергоустановка, ядерный ракетный двигатель, малая тяга.
Введение
Масштабные научные исследования Луны, планет и тел Солнечной системы требуют наличия в составе космических аппаратов (КА) тяжёлой и крупногабаритной целевой аппаратуры, что, в свою очередь, усложняет задачу доставки КА к объекту исследования.
В настоящее время для выведения КА и транспортных операций в космосе используются химические ракетные двигатели, удельный импульс которых ограничен величиной порядка 460 секунд. Если для ракет-носителей альтернатив химическим двигателям в настоящее время не существует, то для орбитальных манёвров могут применяться (и уже применяются для коррекции орбиты) электрические ракетных двигатели (ЭРД) малой тяги. Выполнение более энергоёмких операций, таких как перелёт на геостационарную орбиту, к планетам и телам Солнечной системы, с использованием ЭРД потребует существенного роста мощности бортовой системы энергоснабжения КА -до сотен киловатт.
По оценке ведущих предприятий-разработчиков космической техники в России [1,2], существенное увеличение энерговооружённости КА с использованием солнечных энергоустановок практически невозможно из-за роста площади сол-
нечных батарей, а для межпланетных перелётов и в связи со снижением мощности солнечного излучения с удалением от Солнца. Поэтому в настоящее время существует тенденция возращения к космической ядерной энергетике, не применявшейся с конца 1980-х годов. Разработаны новые стандарты [3], допускающие применение ядерных энергетических установок (ЯЭУ) в космосе при условии выполнения всех требований радиационной безопасности, выполнен большой объём научных исследований и проектных работ по созданию транспортных КА с ЯЭУ, ведётся создание транспортного энергетического модуля мощностью 1МВт.
При наличии мощного источника энергии целесообразно рассматривать ЭРД в качестве единственной маршевой двигательной установки (ДУ), что позволит существенно увеличить массу полезной нагрузки КА. Принципиальным остаётся вопрос технической реализуемости маршевой ЭРДУ, поскольку таких задач перед организациями-разработчиками до сегодняшнего времени не ставилось.
Расчёт массы энергодвигательного комплекса КА
Энергодвигательный комплекс КА (ЭДК) является сложной технической системой, которую условно можно разде-
лить на две большие подсистемы: двигательная и энергетическая установки. Поэтому выбор состава ЭДК целесообразно проводить по условию его минимальной массы по многоуровневой схеме при условии выполнения всех предъявляемых к нему требований. Наиболее важным параметром транспортного КА (ТКА) является масса полезной нагрузки, вторым важным критерием является длительность перелёта. Эти параметры обратно пропорциональны друг другу. Поэтому, как правило, задаётся ограничение по максимально допустимому времени перелёта и определяется соответствующая масса различных вариантов ЭДК (метод доминирующей компоненты).
Применение ЯЭУ накладывает ограничения по минимально допустимой высоте запуска реактора. Эта минимально допустимая круговая орбита называется радиационно безопасной. Для большинства возможных вариантов построения конструктивно-компоновочной схемы КА с ЯЭУ необходимое время существования достигается на орбитах высотой не менее 800 км. Использование ЭРД возможно
только после запуска ЯЭУ, поэтому выведение на радиационно безопасную орбиту осуществляется с помощью разгонного блока на основе жидкостной ДУ.
Основным параметром, определяющим требования к двигательной установке, является величина характеристической скорости, затрачиваемой на совершение транспортных операций. Конкретные значения затрат характеристической скорости для случаев перелёта к Луне и планетам Солнечной системы зависят от выбранной схемы перелёта и являются в том числе функцией относительного ускорения, создаваемого ДУ. Они могут быть определены после проведения оценочных расчётов параметров ЭДК. В литературе [4,5,6] подробно рассмотрены различные перелёты с малой и большой тягой, которые могут быть использованы для оценочных расчётов параметров ЭДК (табл. 1). В качестве опорной рассматривалась круговая орбита высотой 190 км. Стартовой орбитой для двигательной установки малой тяги являлась радиационно безопасная орбита.
Таблица 1. Затраты характеристической скорости на перелёт
Конечная цель перелета Суммарные затраты характеристической скорости АУЕ, м/с
большая тяга малая тяга
радиационно безопасная орбита 340 -
круговая орбита Н=2000 км 890 560
геостационарная орбита 4800 5000-8000
перелет к Луне 5000 8500
разгон к Марсу 3600 10000
Массу топлива на начальных этапах проектирования можно определить по формуле Циолковского:
АУу
тТ = М КА
(1 - е ' уд ),
(1)
Мпн = М 0 - МЭДК - м РБ.
(2)
где МКА - масса КА в начале манёвра; АУе - суммарные затраты характеристической скорости; Зуд - удельный импульс двигателя.
Массу полезной нагрузки ЭДК (эффективную массу КА) можно выразить как:
где МЭДК = МЯЭУ + МЭРДУ ; Мо - стартовая
масса КА; МРБ - масса разгонного блока, выводящего КА на радиационно безопасную орбиту.
Для одного и того же носителя массу разгонного блока можно считать постоянной величиной, а эффективная масса КА зависит от массы ЯЭУ и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ).
На проектном этапе масса ЯЭУ определяется как:
М = г ■ N
1V1 ЯЭУ I ЯЭУ 1 у ЯЭУ '
(3)
где NяэУ - мощность ЯЭУ из зависимости (9), кВт; уЯЭУ - удельная мощность ЯЭУ, определяемая по эмпирической зависимости [6]:
уЯЭУ = 51,43/(0,01 • NЯЭУ + 0,35) + 4,85 . (4)
Время набора характеристической скорости можно определить как:
mT
t =
пер
(5)
m s
где m е - суммарный расход рабочего тела ЭРДУ. Тогда суммарная тяга ЭРДУ:
Ps =
m ■ Jyd
(6)
пер
Массу ЭРДУ малой тяги можно записать как:
MЭРДУ = MДВ • пДВ + MСХП + MСПУ + ЩТ , (7)
ния ЭРДУ; пдв - количество двигателей, определяемое исходя из требуемой суммарной тяги:
n
ДВ
Ps / N ДВ
Тогда мощность ЯЭУ:
(8)
N=
ЯЭУ
n ■ N
ДВ ДВ
k Э
(9)
где МдВ - масса одного двигателя; МСХП -
масса системы хранения и подачи рабочего тела; тТ - масса топлива ЭРДУ; МСПУ -масса системы преобразования и управле-
где ЬэН =0.9 - коэффициент, учитывающий энергопотребление остальных систем КА при выполнении транспортной операции; NдВ - энергопотребление одного двигателя.
На сегодняшний день известно большое количество ЭРД различных принципов действия: электротермические, электромагнитные и электростатические. Наиболее часто применяются ионные (ИД) и стационарные плазменные (СПД) двигатели, в основном в связи с максимально достигнутой скоростью истечения рабочего тела - десятки километров в секунду.
Применение ИД или СПД в разработках различных стран в основном носят исторический характер, в России первые лётные испытания СПД были проведены в 1971 г., штатная эксплуатация СПД началась в 1982 г. (КА «Поток»). В настоящее время СПД используются для коррекции орбиты геостационарных спутников.
Таблица 2. Характеристики электроракетных двигателей
Тип,наименование Тяга, мН Удельный импульс, с Мощность, кВт Масса, кг КПД, %
Ионный NEXT (USA) 237 4190 0,6-6,9 12 До 71
Холловский СПД-140 190 2700 до 5 9 ~50
290 1770
Холловский КМ-7М 230 2643 5 9 ~60
365 1968 6,2
Холловский СПД-290 1500 3300 5-30 23 ~65
ДАС-200 618 7677 36 - 63
VASIMR VX-50 1500 5000 50 60 ~59
VASIMR VX-200 2000 5000 200 - -
За рубежом для этой цели с 1997 г. (КА связи РА8-5 и Оа1аху-81) и по настоящее время наиболее активно применяются ионные двигатели. Кроме того, ИД и СПД применялись и в качестве маршевых двигателей небольших исследовательских аппаратов, но их применение ограничивалось имеющейся на борту КА мощностью.
В табл. 2 приведены основные характеристики ЭРД большой мощности.
В данной работе в качестве основного варианта для ТКА рассматривались СПД как имеющие наибольший опыт лётной эксплуатации в составе КА российской разработки.
Оценка мощности единичного двигателя
Массогабаритные характеристики ЭРД большой мощности при выполнении ограничений по зоне полезного груза головного обтекателя РН и по зоне теневой защиты ЯЭУ не позволяют размещать ЭРД на неподвижных элементах конструкции КА. Поэтому практически все
имеющиеся в открытой печати варианты построения ЭДК основаны на применении раскрывающихся панелей с ЭРД. При данной схеме существуют возмущающие моменты от работы двигателей относительно осей связанной системы координат КА, то есть количество и схема расположения ЭРД должны обеспечивать взаимную компенсацию данных возмущений. Исходя из возможности использования идентичных двигателей на КА различной мощности, от 100 кВт и выше, энергопотребление одного двигателя было ограничено величиной в 35 кВт.
В 2012 году по техническому заданию ФГУП «КБ «Арсенал» ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» проводились исследования возможности и сроков создания СПД мощностью до 35 кВт [7]. В таблице 3 приведены расходные характеристики и основные параметры СПД на ксеноне. Срок создания таких двигателей - 2,5-3 года с момента начала полномасштабных работ.
Таблица 3. Расходные характеристики СПД мощностью до 35 кВт
Тяга, Н 1,7 1,5 1,3 1,0
Мощность, кВт 35 35 35 27
Напряжение разряда, В 500 700 1000 1000
Удельный импульс на начало ресурса, с 2250 2750 3400 3400
Удельный импульс в среднем за ресурс, с 2050 2500 3100 3100
Ток разряда, А 70 50 35 27
Анодный расход, мг/с 77 56 39 30
Катодный расход, мг/с 3 2 1,5 1,2
Суммарный расход, мг/с 80 58 40,5 31,2
Из таблицы видно, что увеличение тяги СПД свыше 1,3 Н при выбранной мощности приведёт к существенному снижению удельного импульса. Масса СПД тягой 1,3 Н составит 35-40 кг [7].
Система хранения и подачи рабочего тела
Система хранения и подачи рабочего тела состоит из одного или нескольких блоков подачи и одного или нескольких блоков хранения:
МСХП = МБХК + МБПК . (10)
Максимальный объём используемых в настоящий момент баков (ЭРДУ платформы «Экспресс») не превышает 38 л. При рабочем давлении 13,2 МПа масса ксенона в баке при заправке составляет 71 кг.
Параметры конструкции топливных баков могут быть оценены коэффициентом массового совершенства бака, КБ = МБ/тТ, где МБ - масса бака, тТ - масса рабочего тела в баке. Анализ массовых характеристик баков для хранения ксенона различных изготовителей [7] показывает, что КБ лучших конструкций с объёмом от
70 до 300 дм находится в диапазоне от 0,08 до 0,14. С увеличением объёма бака КБ увеличивается.
В дальнейших расчётах принято КБ =0,1. Масса блока хранения рабочего тела
МБХК = КБ • тТ .
(11)
Блок подачи (БПК) предназначен для редуцирования высокого давления ксенона от БХК и поддачи его к СПД. На данный момент в ЭРДУ КА используются БПК, разработанные в ФГУП ОКБ «Факел» и ОАО «ИСС». Параметры этих разработок и принцип работы близки друг к другу. Однако масса БПК, разработанного в ОАО «ИСС», имеет существенно меньшую величину - 2,7 кг, в то время как БПК ФГУП ОКБ «Факел» имеет массу 12,5 кг. БПК обеспечивает одновременную работу двух двигателей с суммарным расходом ксенона до 150 мг/с.
МБПК =
М БПК 1 'п ДВ 2
(12)
- управления регуляторами тока разряда (управление нагревом термодросселей);
- формирования и выдачи телеметрической информации.
При определении массы СПУ предполагалось, что основная доля мощности (~0,93), подводимой к двигателю разрядной цепью, только коммутируется, а остальная доля преобразуется и коммутируется для питания вспомогательных систем: магнитной системы, цепей катода, клапанов узла газораспределения, БПК [7]. При этом коэффициент массового совершенства конструкции преобразователей СПУ был выбран равным 0,25 кВт/кг. МСПУ - масса системы преобразования и управления ЭРДУ.
МСПУ = 0,25 • NДВ • Пдв .
(13)
Система преобразования и управления ЭРДУ
Система преобразования и управления (СПУ) предназначена для решения следующих задач:
- преобразования бортового напряжения в напряжения, требуемые для питания анодных цепей, накала катодов, поджигных электродов, термодросселей, клапанов, питания магнитной системы;
- приёма и исполнения команд управления;
- автоматического ограничения тока разряда на заданном уровне при возникновении аварийной ситуации короткого замыкания (КЗ) в цепи разряда с последующим отключением источника разрядного напряжения и соответствующих клапанов;
- стабилизации тока разряда от всех дестабилизирующих факторов;
Однако существующие в настоящее время блоки СПУ разработки ОАО «АВЭКС» позволяют обеспечивать одновременно управление до двух ЭРД с помощью одного модуля АПУ-500М массой 20 кг [8].
Результаты расчёта
На рис. 1 приведена зависимость масс полезной нагрузки, энергодвигательного комплекса в целом, ЯЭУ и «сухой» массы ЭРДУ от времени перелёта КА массой 19 тонн с радиационно безопасной на геостационарную орбиту, полученная в результате расчёта по зависимостям (1)—(13). Масса КА получена исходя из выведения с помощью РН «Ангара-А5» и разгонного блока «Бриз-М» на орбиту запуска реактора.
В качестве примера расчёта параметров массы ЭДК рассмотрен вариант перелёта к Луне с возвращением на ради-ационно безопасную орбиту [6].
Исходные данные и результаты расчёта приведены в табл. 4.
Рис.1. Зависимость параметров КА от времени перелета
Таблица 4. Исходные данные и результаты расчета транспортной операции
Параметр Значение
Общее время экспедиции, сутки 180
Стартовая масса КА, тонны 60
Масса топлива, тонны 23,6
«Сухая» масса ЭРДУ, тонны 4,36
Масса ЯЭУ, тонны 12,8
Масса ЭДК с топливом, тонны 28
Масса полезной нагрузки, тонны 20
Заключение
Предложенная методика расчёта может использоваться для определения различных вариантов ЭДК в зависимости от заданных ограничений: время перелёта, масса полезного груза, грузоподъёмность РН, мощность ЯЭУ, удельный импульс и тяга ЭРД и других проектных параметров КА. При этом полученные массовые характеристики ТКА за счёт высокого удельного импульса ЭРД будут выше, чем у традиционных ТКА.
Таким образом, использование ЭРД позволит существенно увеличить массу полезной нагрузки КА. Но, несмотря на очевидные преимущества транспортно-энергетических модулей на базе ЭРД, существуют трудности, которые специфичны именно для КА подобного типа и за-
трудняют их создание в ближайшем будущем:
- опыт лётной эксплуатации ЯЭУ ограничен мощностью в 5 кВт (КА «Плазма-А»), лётные испытания которого были проведены 25 лет назад. То есть инфраструктура для подготовки к пуску КА с ЯЭУ и работе с реакторным блоком на космодроме запуска в настоящее время отсутствует;
- отсутствие ракеты-носителя сверхтяжёлого класса. Для достижения приемлемой длительности межпланетного перелёта потребуется КА стартовой массой, существенно превышающей возможности существующих носителей. Использование многопусковой схемы сопряжено с дополнительными трудностями, поэтому, в частности для перелётов на Луну, необхо-
дим носитель с массой полезной нагрузки не менее 60 тонн [6]. Данная проблема характерна не только для КА с ЯЭУ и ЭРДУ;
- несмотря на отсутствие правовых запретов на использование ядерной энергетики в космосе, имеются жёсткие требования радиационной безопасности, в том числе и ограничение по минимальной высоте орбиты включения реактора. Это потребует доразгона с опорной орбиты с помощью дополнительной двигательной установки или разгонного блока;
- в настоящее время область применения ЭРД ограничена в основном задачами коррекции орбиты КА, не требующими большой тяги. В случае выполнения транспортных операций суммарная тяга ЭРДУ должна составлять десятки ньютонов, что приведёт к увеличению количества одновременно работающих двигателей и усложнению системы хранения и подачи рабочего тела и системы преобразования и управления. Таких задач перед организациями-разработчиками электроракетных двигателей ранее не ставилось;
- практически во всех существующих ЭРД в качестве рабочего тела используется ксенон, запасы которого на Земле невелики, а объём выработки составляет не более 60 тонн в год. Для выполнения перелётов тяжелых КА к планетам Солнечной системы потребуются тонны ксенона. Таким образом, необходимо проводить поиск новых высокоэффективных и легкодоступных рабочих тел
ЭРД;
- использование ЯЭУ для пилотируемых полётов требует существенного усовершенствования радиационной защиты КА как от собственного излучения ЯЭУ,
так и от воздействия космической радиации в связи с увеличением времени перелёта;
- необходимость отвода большого количества тепла от ЯЭУ и защиты элементов КА от ионизирующего излучения реактора обуславливают сильно вытянутую относительно продольной оси компоновочную схему КА, что существенно усложняет управление его угловым положением.
В ФГУП «КБ «Арсенал» с 2004 года совместно с ОАО «Красная Звезда», ФГУП «ОКБ «Факел», ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», ОАО «АВЭКС» и другими предприятиями космической отрасли проводились научно-исследовательские работы по созданию КА с ЯЭУ различной мощности: от 25 до 500 кВт. Наиболее подробно разработан проектный облик КА с ЯЭУ мощностью 25 кВт (рис. 2), подобран состав служебных систем КА, реализуемый на имеющейся элементной базе и не требующий дополнительных длительных и дорогостоящих исследований для его адаптации к КА с ЯЭУ. Данный КА из-за низкой суммарной тяги ЭРДУ не может рассматриваться в качестве транспортно-энергетического модуля для исследования Солнечной системы, но его создание позволит отработать ключевые технологии как наземной, так и лётной эксплуатации КА с ЯЭУ. С учётом имеющегося опыта, кадрового потенциала и научно-технического задела данная платформа может быть создана в ближайшие 10 лет при оперативном развёртывании широкомасштабных опытно-конструкторских работ.
Рис. 2. Космическая платформа «Плазма-2010»
Библиографический список
1. Лопота, В. А. Космическая миссия поколений XXI века. // В. А. Лопота. Полёт. - 2010. - №7. - С.3-12.
2. История создания и перспективы развития отечественных космических средств с термоэмиссионными ядерными энергетическими установками // А.Ю. Журавлёв [и др.] Альтернативный киловатт. - 2012. - № 2.
3. Малков, С.П. Источники космического права: учеб. пособие / С.П. Малков. СПб: СПбГУАП, - 2002. - 362 с.
4. Гришин, С. Д. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов С.Д. Гришин, Л.В. Лесков. - М.: Машиностроение, 1989.
5. Пилотируемая экспедиция на Марс / под ред. А.С. Коротеева. - М: РАКЦ, 2006.
6. Луна - шаг к технологиям освоения Солнечной системы / под научной редакцией В.П. Легостаева и В. А. Лопоты. - М.: РКК «Энергия», 2011.
7. Оценка возможности реализации требований к типоразмерному ряду ключевых элементов перспективных ЭРДУ: отчёт о НИР / А.С. Ловцов. - М.: ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», 2012 - 41 с.
8. Проектно-поисковые исследования в обеспечение создания системы энергоснабжения и системы преобразования и управления электроракетными двигателями космической платформы повышенной энерговооруженности с ЯЭУ в качестве первичного источника тока / М.Ф. Гансбург. - М.: ОАО «АВЭКС», 2009. - 55 с.
THE USAGE OF HIGH POWER SUPPLY CAPACITY TRANSPORT SPACECRAFT
© 2013 S. N. Ivanovich Design Bureau «KB "Arsenal"», Saint-Petersburg
The paper deals with the problems of using transport spacecraft based on a nuclear power supply system and electric rocket engines for the transportation of payload to the near-earth orbits and exploring the Solar system in the nearest perspective. A method of calculating the parameters of a transport spacecraft power supply complex is presented. The problems of using this type of transport spacecraft at the current stage of space engineering are identified.
Transport spacecraft, space supply system, nuclear, rocket engine, low thrust.
Информация об авторе
Иванович Сергей Николаевич, начальник группы, ФГУП «КБ "Арсенал"», г. Санкт-Петербург. E-mail: Ivanovivh_s@mail.ru. Область научных интересов: проектирование КА, ракетные двигатели, бортовые системы электроснабжения на базе ядерных ЭУ.
Ivanovich Sergey Nikolaevich, head of group, Design Bureau «KB "Arsenal"», Saint-Petersburg. E-mail: Ivanovivh s@mail.ru. Area of research: spacecraft designing, rocket engines, onboard power supply systems based on nuclear power sources.
