СРАВНЕНИЕ МЕТОДОВ ВОЗВРАЩЕНИЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК 629.782 DOI: 10.34759/trd-2020-113-06

Сравнение методов возвращения первой ступени многоразовой

ракеты

Тимофеев П.М.

Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ, КНИТУ-КАИ, ул. К. Маркса, 10. Казань, 420111, Россия

e-mail: ttt.1.12@bk.ru

Статья поступила 21.08.2020

Аннотация

Подробно рассмотрены виды возвращения первых ступеней ракет на Землю. Рассмотрены плюсы и минусы каждого вида возращения ступеней. Продемонстрирована актуальность и значимость рассматриваемой проблемы для разработки новых многоразовых ракет.

Ключевые слова: многоразовая ракета, возвращение первой ступени, методы возвращения первой ступени.

Введение

Одним из наиболее важных показателей ракетоносителей (РН) как транспортного средства является удельная стоимость выведения полезной нагрузки на целевую орбиту, напрямую зависящую от затрат на изготовления РН. Минимизация стоимости производства РН может быть достигнута путем рационального сочетания применяемых конструкционных материалов и технологий, а также оптимизации характеристик комплектующих изделий.

Первую попытку создать многоразовый РН предприняли американцы — создав в 1981 г. «Спейс Шаттл» (космический челнок).

Данная многоразовая система состоит из трёх основных компонентов (ступеней):

- Двух твердотопливных ракетных ускорителей, которые после отработки топлива отделялись от корабля-ракетоплана и приводнялись на парашютах в океане для последующего ремонта и повторного использования.

- Большого внешнего топливного бака с жидким водородом и кислородом для двигателей корабля ракетоплана, который служил для скрепления ускорителей с космическим челноком. Бак был одноразовым, большая его часть сгорала в атмосфере, остатки падали в океан.

- Пилотируемого корабля-ракетоплана - орбитального аппарата - «спейс шаттла» (космического челнока), который выходит на околоземную орбиту. После выполнения программы полёта возвращается на Землю и совершает посадку как планер на взлетно-посадочную полосу.

В СССР разрабатывался аналог «Спейс шатлу» - многоразовый комплекс «Энергия-Буран», который успешно совершил в 1988 г. свой первый и единственный полет. В 1990 г. программа была приостановлена, а в 1993 г. была закрыта. Программу «Спейс шатл» закрыли в 2011 году [1]. Основные причины, по которым Программа была закрыта являлась дороговизна. Ниже представлена таблица сравнения носителей и стоимости их запуска [2].

Таблица 1.

Носитель Стоимость, Стоимость Грузоподъемность,

долларов за 1 кг запуска, млн тонн

долларов

«Спейс Шатл» 13000-17000 500 млн 24,4

«Протон М» 2743 (ННО) 65 млн 22,4

10236-11023(ГПО) 6,3

«Falcon 9» 2719 (ННО) 22,8

(в одноразовом 11273 (ГПО) 62 млн 6,5

использовании)

Способы возращения первой ступени

Для того, чтобы ракета-носитель вывела спутник на орбиту, спутнику (и последней ступени) надо сообщить скорость 7800 м/с [3]. Первая ступень в зависимости от конфигурации ракеты-носителя развивает скорость в районе 16002800 м/с, в зависимости от конфигурации. В таблица два приведена скорость первой ступени после разделения.

Таблица 2

Носитель Скорость. м/с Высота, км

Falcon 9 2250 70

Протон М 1724 42

Очевидно, что чем выше высота отсоединения первой ракеты, тем выше скорость первой ступени. Вследствие этого повышается теплозащита.

При возращении ракетного блока на Землю, возвращаемая первая ступень входит в атмосферу практически с той же скоростью, с которой он отделился. При входе в атмосферу возвращаемый ракетный блок испытывает сопротивление атмосферы, которое вызывает механические нагрузки и нагрев [4].

2

Р = ^ Цг 5 (!)

Сила сопротивления направлена против скорости движения возвращаемой первой ступени, её величина пропорциональна характерной площади S, плотности среды р и квадрату скорости V.

При оценке нагрева можно использовать приближенную оценку теплового потока при обтекании его сферической лобовой части без учета взаимодействия с другими элементами конструкции. Тогда тепловой поток q к лобовой части сферической поверхности может быть представлен в виде:

Я = (а) ( 2)

где - q0 - тепловой поток в передней критической точке, а - отсчитываемый от нее центральный угол сферы.

На режиме свободномолекулярного обтекания, используя гипотезу о том, что молекулы воздуха при столкновении с поверхностью тела полностью теряют нормальную составляющую скорости, тепловой поток рассчитывать по формуле:

д0 = Г, / (а) = соб3« ( 3)

Отсюда следует, что при повышении скорости в 2 раза, нагрев первой ступени увеличиться в 8 раз. Высокие скорости, входящих в атмосферу космических аппаратов (или других тел), приводят к тому, что в набегающем потоке воздуха у передней их кромки развиваются температуры, достигающие 7000 - 8000°С При больших скоростях обычные конструкционные материалы плавятся, поэтому для спускаемых и возвращаемых космических аппаратов активно применяется абляционная теплозащита [5-6].

Рис. 1. Обгорание абляционного защитного покрытия.

На картинках видно, что теплозащита обгорает и уносится с поверхности твердого тела потоками газа.

По результатам математических расчётов и анализа реальных полётов, оказалось, что возвращаемая первая ступень не требует особой защиты при скоростях

1200 м/с. При скорости больше 1400 м/с требуется местное применение специальных тугоплавких сплавов [7].

Выбор способов возвращения и посадки ступеней Для возвращения и посадки ступеней МЛА с целью их повторного использования могут применяться многие способы.

- возвращение по баллистической траектории к месту старта или к другой подготовленной площадке за счет использования двигателей многоразового включения, работающие на бортовые запасы топлива (вертикальная посадка).

- возвращение первой ступени с использованием парашютно-реактивных систем

- возвращения первой ступени с применением аэродинамического качества, подъемных крыльев и ВРД.

Рассмотрим каждый из вариантов возвращения первых ступеней на землю.

При возвращения первой ступени с применением аэродинамического качества, подъемных крыльев и ВРД, первая ступень совершает посадку, как самолет, но с большой горизонтальной скоростью, вследствие чего возникает необходимость в использовании длинных посадочных полос высокого качества. Огромную роль при проектировании первой ступени с использованием крылатой конструкции является выбор крыла. Известно, что при трансзвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях скользящие крыло имеет ряд преимуществ по сравнению с симметричным крылом. Для сравнения, используем формулу сопротивления крыла [8], которое учитывает отдельно трение, индуктивное и волновое сопротивление.

X = cfqSk + —- +

Г íql

(M -1)

Y 128q V2

2 4

2íq

где, cf - коэффициент трения; q - скоростной напор; Sk - омываемая площадь крыла; Y - подъемная сила; l - размах крыла; M» - число Маха набегающего потока; V -объем; x1 и x2 - определяются по следующим формулам:

Л = -í s^n2! d0 (5)

с2 í { х(в)2 v }

х4 2í I х(<9)4 ( )

где 0- угол наклона секущей плоскости Маха, х(0) - длинна эквивалентного тела вращения. В формуле (4) первый член характеризует сопротивление трения, второй член соответствует индуктивному сопротивлению, третий - волновому сопротивлению от подъемной силы, четвертый член - волновому сопротивлению от объёма крыла.

Из формулы (4) следует, что при условии равной площади и размаха, скользящие крыло имеет в 4 раза меньше волнового сопротивления, а волновое сопротивление в 16 раз меньше по сравнению с симметричным крылом. Помимо выбора крыла, особую роль играет угол стреловидности крыла. При сравнении симметричного и скользящего крыла с одинаковым углом стреловидности (равный 60 градусам) скользящее крыло имеет лучшие характеристики аэродинамического качества по сравнению с симметричным крылом. Еще одно преимущество скользящего крыла заключается в меньшем посадочном углом атаки по сравнению с симметричным крылом.

Основные недостатками использования данного метода возращении первой ступени заключаются в поворотном механизме, необходимости использования длинной и качественной посадочной полосы.

При посадке с использованием парашютно-реактивных систем, первая ступень совершает посадку с посадку с помощью парашюта. Парашют позволяет снизить скорость первой ступени до 8-12 м/с. Однако, эти скорости достаточно велики для посадки первой ступени, поскольку могут навредить неосторожным касанием об поверхность. Чтобы уменьшить скорость, на спускаемых аппаратах применяют специальные тормозные двигатели для мягкой посадки или специальные посадочные устройства - амортизаторы. Однако это увеличит вес возвращаемой ступени, к тому же стоит учитывать то, что применение парашюта не обеспечивает точной посадки, что является большим недостатком. При большом порыве ветра, возвращаемую ракету унесет от места посадки и при приземлении на неровную поверхность, первая ступень может потерять работоспособность [9-13].

Один из наиболее перспективных путей решения проблемы мягкой посадки является вертолетный подхват парашютирующего возвращаемой первой ступени.

Основные преимущества данного метода заключаются в том, что не нужна предварительная посадочные площадки, а также не нужно тратить дополнительную массу на посадочные устройства. Американская компания «Rocket Lab» уже применяет данный метод возвращения первой ступени [14].

Рис. 2. Вертолетный подхват парашютирующего возвращаемой первой ступени

компании «Rocket Lab». Ограничение данного метода является грузоподъёмность вертолета и масса возвращаемой первой ступени.

При возвращении по баллистической траектории к месту старта или к другой

подготовленной площадке за счет использования двигателей многоразового

включения, работающие на бортовых запасах топлива. После от стыковки от второй

ступени, возвращаемая первая ступень корректирует свою траекторию с помощью

газовых реактивных двигателей, а в плотных слоях атмосферы с помощью

аэродинамических рулей. Далее, при вхождении в атмосферу двигатели первой

ступени включаются повторно, чтобы уменьшить скорость до 1200 м/с. Перед

посадкой двигатели включаются повторно, для того чтобы уменьшить скорость до 1 -

2 м/с. При скорости 6 м/с выдвигаются специальные посадочные устройства -

амортизаторы, которые помогают посадить возвращаемую первую ступень на ее

9

опоры [15-17]. Данный метод возвращение первой ступени применяют такие компании, как SpaceX и Blue Origin [18].

Рис. 3. Вертикальная посадка ракеты SpaceX Falcon 9.

Основным недостатком данного метода является в уменьшенном выводе полезной нагрузки, по сравнению с одноразовой ракеты того же класса из-за недорасхода топлива. Оставшиеся бортовые запаса топлива нужны для возвращения и посадки на подготовленную площадку.

Сравнение методов возвращения первой ступени Для оценки экономической составляющей, введем следующие безразмерные

параметры для сравнительного анализа.

Конструкторское совершенство, характеризующие соотношение

относительных полезных нагрузок эталона и соответствующего возвращаемой первой ступени.

э

р ( 7)

М„.н.

Технологическое совершенство, характеризующее отношение удельных затрат на изготовление возвращаемой первой ступени и соответствующие затраты на изготовления эталонной первой ступени.

Ь =

к и

суд.э.

(8)

Обобщенные разовые затраты.

Ро = Р + 1 (9)

где:

р - разовые затраты.

К - повторное использование материальной части.

При поиске вариантов возвращаемой первой ступени с лучшим сочетанием проектных параметров полезно следующие соотношение.

ЛЭ_ Лрк + Лф + (10)

э Рк ф Ро

Исходя из данных формул(7),(8),(9),(10) было произведено сравнение метода

возвращения первой ступени с применением аэродинамического качества,

подъемных крыльев и ВРД и метода возвращения первой ступени возвращение по баллистической траектории с использования двигателей многоразового включения работающие на бортовые запасы топлива, с одинаковыми параметрами удельной тяги рудравной 300с для двигателей первой ступени; удельной тяги Руд равной 3000с - для двигателя ВРД; одинаковой дальности полета L равной 300 км и с начальной скоростью возвращения ик1 равной 2000 м/с. Подробные характеристики первых ступеней с различными видами возвращения представлены в таблице 3.

Таблица 3

Характеристики возвращаемой первой ступени Эталонная ступень одноразового носителя Возвращаемая первая ступень по баллистической траектории Возвращаемая первая ступень с применением аэродинамического качества и ВРД.

Удельная тяга руд, с 300 300 300/3000

Вес двигателя у 0,01 0,01 0,05

Относительная масса топливных отсеков ат. о 0,05 0,05 0,05

Относительный масса прочих элементов ступени ап. о 0,02 0,02 0,02

Относительная масса несущих поверхностей аи 0 0,15

Стартовая перегрузка По 1.5 2 1,5

а 0,067 0,13 0,089

в 0,095 0,0185 0,0127

Конечная масса Цк 0,38 0,38 0,38

Полезная нагрузка Цп.н. 0,32 0,2459 0,2985

Для возвращаемой первой ступени по баллистической траектории с использования двигателей многоразового включения работающие на бортовые запасы топлива, относительная масса средств возвращения

а = 1,05

1 - exp

и.

к1

§0Руд

(11)

где, go - скорость свободного падения;

а = 1,05

1 - exp

2000 ч 9,8*300у

= 0,51

Для возвращаемой первой ступени с применением аэродинамического качества, подъемных крыльев и ВРД, относительная масса средств возвращения

а=1,05

1 - exp

Ь

V иКаРуд )

+а + 0,01

(12 )

где, и - скоростной напор; Ка - аэродинамическое качество.

а = 1,05

1 - exp

300 *103

ч 200*5*3000,

+0,15 + 0,01= 0,27

Исходя из формул (11) и (12) можно сделать вывод, что относительная масса средств возвращения для возвращаемой первой ступени по баллистической траектории больше чем у метода возвращения с использованием аэродинамического качества и ВРД [19-20].

Ип

1 -а

(13)

где, а и ß некоторые переменные

Исходя из формулы (13) можно сделать вывод, что использование возращённой первой ступени по баллистической траектории к месту посадки, снижает массу полезной нагрузки на 23%. При применении метода возвращаемой первой ступени с аэродинамическими крыльями и ВРД - 7% из-за того, что при возвращении первой ступени с использованием возращённой первой ступени по баллистической траектории к месту посадки с использованием многоразового включения двигателей, часть топлива оставляет на возвращение на подготовленную площадку, вследствие этого РН не до выводит полезную нагрузку.

Выводы

1. Было подробно рассмотрены несколько методов возвращения первой ступени. В настоящие время используется только два метода возвращения первых ступеней:

- метод возвращения по баллистической траектории к месту старта или к другой подготовленной площадке за счет использования двигателей многоразового включения, работающие на бортовые запасы топлива (вертикальная посадка) применяют такие компании, как «SpaceX» и «Blue Origin».

- метод возвращения первой ступени с использованием парашютно -реактивных систем применяет компания «Rocket Lab».

Метод возвращения первой ступени с применением аэродинамического качества, подъемных крыльев и ВРД, на данный момент введутся разработки возвращаемой ступени ракеты-носителя "Крыло-СВ" [21].

2. При сравнении методов возвращения первой ступени, было выявлено, что метод возвращения первой ступени с применением аэродинамического качества, подъемных крыльев и ВРД является более экономичным и может доставить больше полезной нагрузки, чем использование возращённой первой ступени по баллистической траектории к месту посадки с использованием многоразового включения двигателей, из-за того, что часть топлива остается для возвращения на подготовленную площадку, вследствие этого РН не довыводит полезную нагрузку.

Библиографический список

1. NASA, URL: https://www.nasa.gov/mission pages/shuttle/main/

2. Mftthew C. Weinzierl. Space, the Final Economic Frontier // Journal of Economic Perspectives, 2018, vol. 32, no. 2, pp. 173 - 192. DOI: https://doi.org/10.1257/jep.32.2.173

3. Соколов Н.Л. Метод расчета приближенно-оптимальных траекторий движения космического аппарата на активных участках выведения на спутниковые орбиты // Труды МАИ. 2014. № 75. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=49689

4. Керножицкий В.А., Колычев А.В., Макаренко А.В. Разработка методики расчета многоэлементной термоэмиссионной тепловой защиты гиперзвуковых летательных аппаратов // Труды МАИ. 2014. №75. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=49687

5. Глазунов А.А., Гольдин В.Д., Зверев В.Г., Устинов С.Н., Финченко В.С. Аэротермодинамический расчет теплового разрушения разгонного блока "Фрегат" при спуске в атмосфере Земли // Теплофизика и аэромеханика. 2013. Т. 20. № 2. С 197 - 212.

6. R. C. Mehta. Effect of geometrical parameters of reentry capsule over flowfield at high speed flow // Advances in Aircraft and Spacecraft Science, 2014, vol. 4, no. 4, pp. 487 -501. DOI: https://doi.org/10.12989/aas.2017.4.4.487

7. Tomanek R., Hospodka J. Reusable Launch Space Systems. MAD // Magazine of Aviation Development, 2018, vol. 6, no. 2, pp. 10 - 13. DOI: https://doi.org/10.14311/mad.2018.02.02

8. Чо КюЧул. Исследование звукового удара компоновки со скользящим крылом. // Ученые записки ЦАГИ. 2009. Т. XL. № 6. С. 71 - 77.

9. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкин С.В. Средства посадки пилотируемого транспортного корабля // Космическая техника и технологии. 2014. № 4. С. 21 - 30.

10. Воскобойников М.А., Подстригаев А.С., Давыдов В.В. Моделирование и оценка ветровых воздействий на парашютируемый модуль радиомониторинга // Труды МАИ. 2019. № 104. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=102392

11. Васильева А.В., Седов Д.П. Принципы построения системы радиовысотомерной для измерения параметров движения возвращаемого аппарата // Труды МАИ. 2018. № 101. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=96987

12. Thompson T., Weeks D., Walker S., Anttonen J. DARPA/USAF Falcon Program Update on the SpaceX Maiden Launch, Mishap Investigation and Return to Flight // AIAA SPACE 2007 Conference & Exposition, September 2007. DOI: https://doi.org/10.2514/6.2007-9912

13. Itakura K., Kobayashi T., Sasaki G., Ishibashi K., Shigeoka S., Sugii M., Yonemoto K. Design, development and flight experiment of a small reusable rocket that glides using two-

stage parachute // IEEE/SICE International Symposium on System Integration (SII), December 2011.DOI: https://doi.org/10.1109/sii.2011.6147584

14. Rocket lab. URL: https://www.rocketlabusa.com/news/updates/rocket-lab-successfully-completes-electron-mid-air-recovery-test-the-successful-test-brings-rocket-lab-another-step-closer-to-making-electron-a-reusable-launch-vehicle/

15. Zhang M., Xu D., Yue S., Tao H. Design and dynamic analysis of landing gear system in vertical takeoff and vertical landing reusable launch vehicle. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G // Journal of Aerospace Engineering, October 2018. DOI: https ://doi.org/10.1177/0954410018804093

16. Horvath T.J., Aubuchon V.V., Rufer S., Campbell C., Schwartz R., Mercer, C.D., Ross M. Advancing Supersonic Retro-Propulsion Technology Readiness: Infrared Observations of the SpaceX Falcon 9 First Stage // AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition, September 2017. DOI: https://doi.org/10.2514/6.2017-5294

17. Ma L., Wang K., Shao Z., Song Z., Biegler L.T. Direct trajectory optimization framework for vertical takeoff and vertical landing reusable rockets: case study of two-stage rockets // Engineering Optimization, July 2018. DOI: https://doi.org/10.1080/0305215x.2018.1472774

18. Harris M. The heavy lift: Blue origin's next rocket engine could power our return to the moon // IEEE Spectrum, 2019, vol. 56, no. 7, pp. 26 - 30. DOI: https://doi.org/10.1109/mspec.2019.8747308

19. Сморшко И.А. Методика проектно-баллистического анализа условий технической реализации многоразовых «лунных» взлётно-посадочных космических аппаратов // Труды МАИ. 2017. № 93. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=80306

20. Мишин В.П., Безвербый Б.М., Панкратов Б.М., Щеверов Д.Н. Основы проектирования летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с.

21. ТАСС, 9 июля 2019. URL: https://tass.ru/interviews/6642711