CC BY
72УДК 629.764.016.7:523.34
возможные конструкционно-технические решения по созданию кислородно-керосиновых ракет космического назначения тяжёлого и сверхтяжёлого классов
© 2022 г. Каторгин Б.и.1, Лопота в.А.2, Лёвочкин П.С.1, Нванов в.К.1, Самитов р.м.3, Соколов Б.А.3, филиппов и.м.3, улыбышев Ю.П.3, муртазин р.ф.3, Тупицын н.н.3, Крюков и.А.3, Киселев А.в.3, фирстаев д.С.3
1Акционерное общество «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко»
(АО «НПО Энергомаш») Ул. Бурденко, 1, г. Химки, Московская обл., Российская Федерация, 141400,
e-mail: energo@npoem.ru
2Федеральное государственное автономное научное учреждение «Центральный научно-исследовательский и опытно-конструкторский институт робототехники и технической кибернетики» (ЦНИИ РТК)
Тихорецкий пр., 21, г. Санкт-Петербург, Российская Федерация, 194064,
e-mail: rtc@rtc.ru
3Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва
(РКК «Энергия»)
Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: post@rsсe.ru
В статье представлены результаты инициативного проектного исследования возможности создания для ракеты космического назначения сверхтяжёлого класса (РКН СТК) грузоподъёмностью 140—170 т модульной ракеты-носителя сверхтяжёлого класса (РН СТК) в виде пакетной связки-триблока трёх двухступенчатых РН среднего класса (РН СК) «Союз-5» и трёх боковых параблоков на базе спарки блоков первой ступени РН «Союз-5» на основе кислородно-керосиновых маршевых двигателей разработки АО «НПО Энергомаш» РД171МВ, РД180, РД191М.
Кроме того, в статье рассматривается возможность применения три-блока РН СТК в качестве самостоятельной РН тяжёлого класса (РН ТК) увеличенной грузоподъёмности (50—60 т) для более частого целевого использования и поддержания за счёт этого эксплуатационной надёжности более мощной РН СТК. Показана возможность исполнения ракетных блоков первой ступени РН СТК и РН ТК второго этапа в многоразовом варианте, а также принципиальная возможность осуществления пилотируемых лунных экспедиций с использованием не двух, а одной РН СТК.
Ключевые слова: ракета космического назначения, ракета-носитель, маршевый двигатель, триблок, параблок, пилотируемый транспортный корабль, лунный взлётно-посадочный комплекс.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2022-1-5-20
possible engineering design solutions for development of heavy and super-heavy oxygen-kerosene space rocket
Katorgin B.I.1, Lopota V.A.2, Levochkin p.S.1,
Chvanov V.K.1, Samitov R.M.3, Sokolov B.A.3, Filippov I^.3, ulybyshev Yu.p.3, Murtazin R.F.3, Tupitsyn N.N.3, Kryukov I.A.3, Kiselev A.V.3, Firstaev D.S.3
1Joint Stock Company NPO Energomash named after academician V.P. Glushko
(NPO Energomash) 1 Burdenko str., Khimki, Moscow region, 141400, Russian Federation, e-mail: energo@npoem.ru
2Central Research and Development Institute of Robotics and Technical Cybernetics
(TsNII RTK)
21 Tikhoretskiy pr., Saint-Petersburg, 194064, Russian Federation,
e-mail: rtc@rtc.ru
3S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia)
4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: post@rsce.ru
The paper presents the results of an independent design study into the feasibility of developing for the Super-Heavy Space Rocket (SHSR) with 140-170 tons payload capacity a modular Launch Vehicle (LV) in the form of a tri-pack cluster of three two-stage medium LVs Soyuz-5 and three side-mounted bi-pack clusters based on coupling together the first stages of LV Soyuz-5 based on NPO Energomash oxygen-kerosene main engines RD171MV, RD180, RD191M.
In addition to this, the paper discusses the feasibility of using the tri-pack cluster from the SHSR as a standalone Heavy LV with an increased payload capacity (50-60 tons) to assure its more frequent use, and thus upkeep the operational reliability of the more powerful SHSR. The paper demonstrates the feasibility of designing the second-phase reusable versions of the first-stage clusters for SHSR and Heavy LV, as well as the feasibility of manned lunar missions using not two, but only one SHSR.
Key words: integrated launch vehicle, launch vehicle, main engine, tri-pack cluster, bi-pack cluster, crew transportation spacecraft, lunar take-off and landing vehicle.
КАТОРГИН Борис Иванович — академик РАН, Советник генерального директора АО «НПО Энергомаш», e-mail: bikator@mail.ru
KATORGIN Boris Ivanovich — RAS academician, Adviser to the General Director of NPO Energomash, e-mail: bikator@mail.ru
ЛОПОТА Виталий Александрович — член-корреспондент РАН, научный руководитель — генеральный конструктор ЦНИИ РТК, e-mail: vlopota@rtc.ru
LOPOTA Vitaly Aleksandrovich — RAS corresponding member, Scientific supervisor — General designer of TsNII RTK, e-mail: vlopota@rtc.ru
ЛЁВОЧКИН Пётр Сергеевич — кандидат технических наук, Главный конструктор АО «НПО Энергомаш», e-mail: p.levochkin@mail.ru
LEVOCHKIN Petr Sergeevich — Candidate of Science (Engineering), Chief Designer of NPO Energomash, e-mail: p.levochkin@mail.ru
ЧВАНОВ Владимир Константинович — доктор технических наук, профессор, Советник генерального директора АО «НПО Энергомаш», e-mail: chvanov_vk@npoem.ru
CHVANOV Vladimir Konstantinovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Adviser to the General Director of NPO Energomash, e-mail: chvanov_vk@npoem.ru
САМИТОВ Рашит Махмутович — заместитель генерального директора по проектированию и разработке — заместитель генерального конструктора по бортовым и наземным комплексам управления и системам РКК «Энергия», e-mail: rashit.samitov@rsce.ru
SAMITOV Rashit Makhmutovich — Deputy General Director for design and development — Deputy General Designer for on-board and ground control systems at RSC Energia, e-mail: rashit.samitov@rsce.ru
СОКОЛОВ Борис Александрович — доктор технических наук, профессор, Советник генерального директора РКК «Энергия», e-mail: boris.sokolov@rsce.ru
SOKOLOV Boris Aleksandrovich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Adviser to the General Director of RSC Energia, e-mail: boris.sokolov@rsce.ru
ФИЛИППОВ Илья Михайлович — руководитель центра РКК «Энергия», e-mail: Ilia.Filippov@rsce.ru
FILIPPOV Ilya Mikhaylovich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: Ilia.Filippov@rsce.ru
УЛЫБЫШЕВ Юрий Петрович — доктор технических наук, руководитель центра РКК «Энергия», e-mail: yuri.ulybyshev@rsce.ru ULYBYSHEV Yury Petrovich — Doctor of Science (Engineering), Head of STC at RSC Energia, e-mail: yuri.ulybyshev@rsce.ru
МУРТАЗИН Рафаил Фарвазович — кандидат технических наук, заместитель руководителя центра РКК «Энергия», e-mail: rafail.murtazin@rsce.ru
MURTAZIN Rafail Farvazovich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Head of STC at RSC Energia, e-mail: rafail.murtazin@rsce.ru
ТУПИЦЫН Николай Николаевич — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: post2@rsce.ru
TUPITSYN Nikolay Nikolaevich — Chief Specialist at RSC Energia, e-mail: post2@rsce.ru
КРЮКОВ Игорь Александрович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: igor.kryukov@rsce.ru
KRYUKOV Igor Aleksandrovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: igor.kryukov@rsce.ru
КИСЕЛЕВ Андрей Валерьевич — инженер-конструктор 1 категории РКК «Энергия», e-mail: andrey.kiselev@rsce.ru
KISELEV Andrey Valeryevich — Engineer-designer 1 category at RSC Energia, e-mail: andrey.kiselev@rsce.ru
ФИРСТАЕВ Дмитрий Сергеевич — инженер-конструктор 1 категории РКК «Энергия», e-mail: dmitriy.firstaev@rsce.ru
FIRSTAEV Dmitry Sergeevich — Engineer-designer 1 category at RSC Energia, e-mail: dmitriy.firstaev@rsce.ru
введение
Для решения стратегических задач по освоению Луны и отправке исследовательских миссий к объектам дальнего космоса необходима ракета космического назначения сверхтяжёлого класса (РКН СТК), ракета-носитель которой (РН СТК) должна иметь высокую надёжность и достаточную грузоподъёмность для выведения полезных крупногабаритных грузов большой массы.
Для обеспечения экономической эффективности РН СТК должна быть многоцелевой и иметь возможность повторного использования ракетных блоков её первой ступени, что требует достаточного запаса по энергетике.
Ключевое звено в создании такой РКН — уникальный по своим характеристикам кислородно-керосиновый двигатель РД171МВ разработки АО «НПО Энергомаш» с пустотной тягой 806 тс, созданный на базе двигателя РД170, применявшегося на РН «Зенит» и РН СТК «Энергия», а также созданных на их базе двигателей РД180 и РД191М с пустотной тягой 424 и 212 тс, соответственно [1, 2].
В связи с этим, учитывая стратегическую значимость сверхтяжёлой ракеты не только для развития, но и для самого сохранения отечественной ракетно-космической отрасли, авторы статьи в инициативном порядке исследуют возможность создания на основе существующих двигателей модульной кислородно-керосиновой РН сверхтяжёлого класса грузоподъёмностью 140-170 т с большими модернизационными возможностями для решения целого ряда
задач (обеспечение миссий по освоению Луны, в т. ч. с использованием пилотируемого транспортного корабля (ПТК) массой 22 т и лунного взлетно-посадочного комплекса (ЛВПК) массой 27 т, стыкующихся при двухпусковой схеме на её орбите, выведение на геостационарную орбиту (ГСО) тяжёлых автоматических платформ, обеспечение отлётных миссий с тяжёлыми межпланетными станциями, выведение на орбиту искусственного спутника Земли (ОИСЗ) межорбитального буксира с ядерной энергетической установкой [3, 4] и пр.).
возможные варианты облика рн Стк и их особенности
Для обеспечения грузоподъёмности РКН СТК, необходимой для двух-пусковой схемы лунной экспедиции с использованием ПТК и ЛВПК с приведёнными выше массами возможны различные варианты облика её ракеты-носителя, в т. ч. с применением кислородно-водородного или кислородно-метанового топлива.
Воссоздание РН СТК типа «Энергия», использовавшей водородное топливо, требует существенной (коренной) модификации её из-за недостаточной грузоподъёмности (~ 100 т) путём оснащения крупногабаритной водородной третьей ступенью. При этом помимо создания водородной наземной инфраструктуры, включая производство больших объёмов жидкого водорода, средств его хранения и транспортирования, а также восстановления производства и огневых испытаний двигателей РД0120, потребуется:
• производство крупногабаритных ракетных блоков;
• создание новой экспериментальной базы для «холодных» и огневых испытаний крупногабаритных ракетных блоков;
• создание средств транспортирования крупногабаритных ракетных блоков с завода-изготовителя на экспериментальную базу и к месту пуска из европейской части страны, что в современных условиях практически нереализуемо.
Указанные мероприятия потребуют больших затрат времени и материальных ресурсов на такую «модернизацию» РН СТК и ракетно-космического комплекса (по существу, создания их заново).
Ещё сложнее обеспечить необходимую грузоподъёмность РН СТК путём использования в её ступенях метанового топлива, так как по сравнению с предыдущим вариантом дополнительно потребуется:
• освоить и сертифицировать метан (или сжиженный природный газ) как новый компонент ракетного топлива, требующий создания специальной инфраструктуры с обеспечением криостатирования природного газа, последующей его очистки от вымораживаемых твёрдых примесей и пр.;
• разработать и отработать новые мощные кислородно-метановые маршевые двигатели и ракетные блоки и подтвердить, в т. ч. — при лётно-конструкторских испытаниях (ЛКИ), их надёжность.
Так как для обеспечения конкурентоспособности кислородно-метановых жидкостных ракетных двигателей в них должна использоваться схема с дожиганием окислительного генераторного газа, создание таких двигателей потребует значительных затрат времени и средств на решение проблемы обеспечения стойкости их газового тракта к возгоранию, а в результате лишь через много лет будет достигнут требуемый уровень надёжности этих двигателей, сравнимой с имеющейся надёжностью РД171МВ, РД180 и РД191М.
При использовании метана существенно усугубляется проблема обеспечения взрывобезопасности на старте в связи с большей склонностью паров
сжиженного метана, по сравнению с поднимающимися в воздухе парами более лёгкого водорода, образовывать в смеси с воздухом взрывоопасную среду большого объёма.
рассматриваемый облик и концепция разработки кислородно-керосиновой рн Стк с использованием существующих двигателей Ао «нпо энергомаш»
Трёхступенчатую модульную РН СТК предлагаемого облика [5] целесообразно разрабатывать в два этапа.
На рис. 1 представлена компоновка кислородно-керосиновой РКН СТК первого (отработочного) этапа грузоподъёмностью 140 т:
• в качестве центрального блока предлагается использовать двухступенчатый триблок — неразделяемую в полёте пакетную связку трёх двухступенчатых кислородно-керосиновых РН тандемной схемы типа РН «Союз-5» с двигателями РД171МВ с пустотной тягой 806 тс разработки АО «НПО Энергомаш» на нижней ступени триблока и РД0124МС с пустотной тягой 60 тс разработки АО КБХА на его верхней ступени;
• триблок на обеих своих ступенях необходимо снабдить нерас-стыковываемыми в полёте гидравлическими связями между блоками-модулями с помощью трубопроводов окислителя и горючего достаточно большого диаметра (в случае отказа одного двигателя триблока выработка топлива продолжается из всех его блоков, кроме того, уменьшаются гарантийные остатки топлива и втрое снижается количество гидравлических связей его с наземными системами заправки-слива);
• в качестве блоков-модулей первой ступени РН применить размещаемые вокруг центрального триблока три кислородно-керосиновых спарки-параблока с двигателями РД171МВ, созданных на базе блока первой ступени РН «Союз-5»;
• как и блок нижней ступени центрального триблока, каждый пара-блок первой ступени РН СТК снабжается нерасстыковываемыми в полёте гидравлическими связями по обоим компонентам топлива между
двумя своими блоками для обеспечения возможности максимальной выработки топлива в случае отказа одного из двигателей параблока и уменьшения количества связей с наземными системами заправки-слива.
Центральный триблок РН СТК будет являться самостоятельной модульной двухступенчатой кислородно-керосиновой РН для РКН тяжёлого класса увеличенной грузоподъёмности (от 50 до 60 т) — рис. 2.
Такая РН ТК позволит провести с использованием разгонного блока типа ДМ массой 23 т полноценные опережающие ЛКИ как ПТК массой 22 т для отработки теплозащиты корабля при входе в атмосферу Земли со второй космической скоростью, так и ЛВПК массой 27 т для отработки его двигательной установки (ДУ) и бортовых систем.
Рис. 1. РКН СТК первого этапа: 1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз; 3 — разгонно-тормозной блок (РТБ); 4 — опорный отсек РТБ; 5 — переходный отсек; 6 — триблок III ступени; 7 — хвостовой отсек блока III ступени; 8 — триблок II ступени; 9 — параблок I ступени
Кроме того, такая РН ТК пригодна для ЛКИ тандемной связки ПТК и ЛВПК (суммарная масса 49 т) для совместной лётной отработки её до пусков РКН СТК. РН ТК на базе триблока можно будет использовать также для решения многих других целевых задач (например, для выведения пилотируемых кораблей на ГСО, тяжёлых автоматических аппаратов на ГСО или на отлётные траектории и т. п.).
Важно, что лётная эксплуатация РН ТК на базе триблока из-за меньшей стоимости и большей ожидаемой частоты пусков с универсального стартового комплекса явится существенным вкладом в отработку и последующее поддержание надёжности и безопасности более мощной РН СТК.
Рис. 2. РКН ТК первого этапа: 1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз; 3 — разгонно-тормозной блок (РТБ); 4 — опорный отсек РТБ; 5 — переходный отсек; 6 — триблок II ступени; 7 — хвостовой отсек блока II ступени; 8 — триблок I ступени
Второй (основной) этап РН СТК является развитием первого для повышения грузоподъёмности и экономической эффективности РН, в т. ч. путём обеспечения возможности ракето-динамического торможения отработавших параблоков первой ступени для их спасения и повторного использования.
Основные мероприятия, направленные на повышение грузоподъёмности РН СТК второго этапа по сравнению с первым этапом:
• увеличение рабочего запаса топлива третьей ступени РН СТК в 1,5 раза (с ~200 до 300 т) с одновременным увеличением суммарной тяги двигателей третьей ступени РН СТК со 180 до 270 тс. Это соответствует оптимальному для грузоподъёмности РН СК «Союз-5» повышению тяги её второй ступени, характеристики которой брались по источнику [6], с 60 до 95-100 тс, что может быть достигнуто, например, путём разработки с учётом необходимости сохранения удельного импульса тяги маршевого двигателя на уровне 356-360 с четырёхкамерной модификации с габаритной высотой до ~3,2 м использовавшегося на второй ступени РН «Зенит» однокамерного двигателя РД120 (рис. 3) с пустотной тягой 93 тс разработки АО «НПО Энергомаш»;
• увеличение заправки баков нижней ступени триблока с 1200 до ~1500т за счёт их удлинения с введением раздельной транспортировки полублоков горючего и окислителя со стыковкой их на техническом комплексе;
• замена четырёхкамерного двигателя РД171МВ на параблоках РН СТК и на ракетных блоках нижней ступени её триблока на спарку двухкамерных двигателей РД180 (рис. 4, а) для увеличения стартовой тяги РН на 360 тс при одновременном повышении удельного импульса её ДУ, что, как показывают проектно-бал-листические расчёты, повысит грузоподъёмность РН СТК на ~5 т и обеспечит при аварийном отключении одного из двигателей РД180 выполнение задач полёта. При комплектации нижних блоков-модулей триблока РН СТК вместо двух только одним РД180 с сохранением для унификации хвостовых отсеков его штатного расположения (смещённого от их продольной оси — рис. 4, б) грузоподъёмность
РН СТК, как показывают расчёты по оптимизации состава ДУ, увеличится ещё на ~5 т. Это объясняется вдвое меньшим потреблением топлива из баков нижней ступени триблока при работе параблоков, что увеличит массу топлива, остающегося в них к моменту отделения пара-блоков, т. е. к началу работы второй ступени РН СТК и, как следствие, — к выигрышу в набираемой скорости, несмотря на снижение стартовой тяго-вооружённости и увеличение гравитационных потерь.
Рис. 3. Четырёхкамерная модификация однокамерного двигателя РД120
Каждое из этих трёх мероприятий по отдельности повышает грузоподъёмность РН СТК, по проектным оценкам, приблизительно на 10 т.
Для выведения на ОИСЛ предполагается использовать разгонно-тормозной блок [7].
Грузоподъёмность рассматриваемой РН СТК этапа 2 даёт принципиальную возможность упростить осуществление лунной экспедиции за счёт применения не двух, а только одной РН СТК. Это может быть достигнуто путём стыковки на ОИСЗ заранее запущенного с помощью одной РН СТК увеличенного по топливной вместимости и уже заправленного РТБ с тандемной связкой ПТК с экипажем и ЛВПК (суммарная масса 49 т), выведенной с помощью менее мощной РН ТК грузоподъёмностью 50-60 т
на базе триблока. На низкой ОИСЗ образуется заправленный орбитальный комплекс массой ~210 т, решающий задачу доставки на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) уже состыкованных ПТК и ЛВПК. Это снимает необходимость сертификации РН СТК под пилотируемые пуски, а также проблему акустических воздействий работы ДУ на ПТК с экипажем при старте и больших изгибающих нагрузок на РКН СТК в расчётных нештатных ситуациях при выведении пилотируемого корабля.
а)
б)
Рис. 4. Размещение в хвостовом отсеке РН двух двигателей типа РД180 (а) или одного двигателя типа РД180 (б)
На РН СТК и РН ТК второго этапа для обеспечения ракетодинамического приземления и возможности повторного использования блоков каждый параблок РН СТК и первая ступень триблока РН ТК могут оснащаться посадочными опорами и автономными системами управления. При этом на каждый параблок РН СТК или на первую ступень РН ТК дополнительно устанавливается по одному кислородно-керосиновому двигателю типа РД191М (рис. 5, 6). Эти двигатели подходят для обеспечения ракетодинамического приземления как по реализуемому диапазону тяг (он составляет от 27 до 100% [2]), так и по возможным углам отклонения камеры в кардане для управления. Их доработка для обеспечения повторного включения в полёте не требуется.
Рис. 5. РКН СТК второго этапа с увеличенной третьей ступенью триблока и спасаемыми пара-блоками: 1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз; 3 — разгонно-тормозной блок (РТБ); 4 — опорный отсек РТБ; 5 — переходный отсек; 6 — триблок III ступени; 7 — опорный отсек блока III ступени; 8 — триблок II ступени; 9 — параблок I ступени; 10 — посадочные опоры
Рис. 6. РКН ТК второго этапа с увеличенной второй ступенью и спасаемой первой ступенью три-блока: 1 — головной обтекатель; 2 — полезный груз; 3 — разгонно-тормозной блок (РТБ); 4 — опорный отсек РТБ; 5 — переходный отсек; 6 — триблок II ступени; 7 — хвостовой отсек блока II ступени; 8 — триблок I ступени; 9 — посадочные опоры
Включение двигателей параблоков РД191М на старте позволит довести грузоподъёмность РН СТК второго этапа без обеспечения многоразовости её параблоков до 170-175 т (таблица) или компенсировать потери выводимой ею массы на ~10% при обеспечении многоразовости параблоков.
Вместо двигателя РД191М может быть применён укороченный однокамерный ЖРД РД120 (по одному на спасаемый блок).
Анализируя возможность спасения и многоразового использования пара-блоков, следует специально отметить, что кислородно-керосиновый двигатель РД170 ещё при создании параблоков для РКН СТК «Энергия» прошёл необходимые испытания (в т. ч. по отработке межполётного обслуживания)
и был сертифицирован на возможность его 10-кратного использования в полёте при многократном применении параблоков [3].
Сборка РКН СТК и функционирование её в полёте
Сборка и функционирование модульной РКН СТК в полёте рассматриваются на примере РКН первого этапа (РКН СТК второго этапа функционирует аналогично за исключением обеспечения посадки отработавших блоков первой ступени и некоторых других операций, требующих дополнительной проработки).
Сборка РКН СТК может производиться горизонтально на техническом комплексе с последующей транспортировкой на старт в горизонтальном положении с использованием стартово-стыковочного блока (аналогично сборке и транспортировке РКН СТК «Энергия» с блоком Я) [8].
Возможна комбинированная горизонтально-вертикальная сборка.
В этом варианте сборку предполагается производить в следующей последовательности:
• горизонтальная стыковка каждого ракетного блока второй ступени с блоком третьей ступени РН СТК (аналогично сборке РН «Союз-5»);
• сборка триблока — горизонтальная стыковка ракетных блоков-модулей второй и третьей ступеней РН СТК, включая стыковку их соединительными трубопроводами в триблоке;
• горизонтальная стыковка три-блока (второй и третьей ступеней РН СТК) с космической головной частью РКН, состоящей из кислородно-керосинового разгонно-тормозного блока, полезной нагрузки и обтекателя;
• параллельная горизонтальная сборка трёх параблоков-модулей, включая монтаж пневмо-гидросвязей между двумя блоками каждого параблока;
• вывоз, вертикализация и установка триблока с заправленной высоко-кипящими компонентами топлива космической головной частью на универсальном стартовом комплексе;
• вывоз и вертикализация пара-блоков на пусковом устройстве СК;
• механическая стыковка параблоков с триблоком РН СТК;
• проведение пневмогидравлических и электрических проверок, заправка блоков РН СТК кислородом, керосином и сжатыми газами.
При старте все девять двигателей двух нижних ступеней РН СТК начинают работать практически одновременно, при этом запуск трёх двигателей модулей нижней ступени триблока производится с небольшой (от 1 до 2 с) задержкой по отношению к моменту запуска двигателей параблоков. Через 5-10 с после старта все три двигателя РД171МВ нижней ступени триблока дросселируются со 100 до 50% тяги с целью увеличения количества топлива для двигателей три-блока на участке полёта второй ступени.
После окончания работы параблоков они отделяются, при этом в баках модулей нижней ступени триблока к моменту отделения параблоков из-за предшествующего дросселирования двигателей РД171МВ будет находиться ~50%, а в варианте с увеличенной заправкой нижней ступени триблока — более 70% начального запаса топлива. После выработки рабочего запаса топлива из баков нижней ступени триблока она отделяется, и запускаются двигатели его верхней ступени.
После окончания топлива в верхней модульной ступени триблока она
отделяется, и запускаются двигатели 11Д58М кислородно-керосинового раз-гонно-тормозного блока, обеспечивающего доразгон с незамкнутой орбиты на круговую ОИСЗ, разгон с неё к Луне, коррекции траектории и торможение у Луны.
Характеристики РКН СТК (таблица) соответствуют двум вариантам её РН — первому этапу с грузоподъёмностью 140 т и второму этапу, в котором реализованы либо только первое мероприятие по повышению грузоподъёмности (повышение заправки и тяги ДУ верхней ступени), либо все три, включая установку на одноразовых параблоках двигателя РД191М (см. рис. 5, 6) для повышения их тяги.
Масса рабочего запаса топлива (РЗТ) блоков, их сухая и конечная массы были определены пересчётом данных РН СК «Зенит-2» и боковых блоков РН СТК «Энергия» [6, 8] с учётом максимально возможного для прово-зимости железнодорожным транспортом увеличения диаметра блоков от 3 900 до 4 100 мм и их длины с 35,0 до 38,5 м. Расчёт характеристических скоростей и гравитационных потерь проводился по методикам [9-11], снижение удельного импульса тяги дросселированных двигателей триблока на участке совместной работы параблоков принималось равным 3 с.
номинальные параметры полёта ркн Стк для двух этапов её создания
Параметр Этап 1 Этап 2 шш Этап 2 шах
Масса полезной нагрузки (ПН) на орбите с параметрами 1 = 51,7; Нп/На = — 200/200 км, т 140,14 150,66 174,10
Масса головного обтекателя, сбрасываемого в конце работы II ступени, т 5,7 6,0 6,6
Масса хвостового отсека, отделяемого в начале III ступени, т 5,1 6,0 6,3
Масса переходного отсека между III ступенью и ПН, т 4,7 5,0 5,4
Пустотная тяга двигателей, тсшт.: — I ступень(параблоки) — II ступень (нижняя ступень триблока) — III ступень (верхняя ступень триблока) 806-6 806-3 603 806-6 806-3 603 424-12+212-3 424-3 903
Пустотный (земной) удельный импульс тяги двигателей, с: — I ступень — II ступень — III ступень 336 (308,5) 336 (308,5) 360 ( — ) 336 (308,5) 336 (308,5) 360 ( — ) 337(310) 337(310) 356 ( — )
РЗТ I ступени, т 395,3-6 = 2 371,8 395,3-6 = 2 371,8 395,3-6 = 2 371,8
РЗТ II ступени, т 395,33 = 1 185,9 395,33 = 1 185,9 480,0-3 = 1 440,0
Продолжение таблицы
РЗТ III ступени, т 66,0-3 = 198,0 100,0-3 = 300,0 100,0-3 = 300,0
Сухая масса I ступени, т 34,1-6 = 204,6 34,1-6 = 204,6 35,9-6 = 215,4
Сухая масса II ступени, т 34,1-3 = 102,3 34,1-3 = 102,3 30,5-3 = 91,5
Сухая масса III ступени, т 5,3-3 = 15,9 8,3-3 = 24,9 8,8-3 = 24,9
Конечная масса I ступени, т 41,4-6 = 248,4 41,4-6 = 248,4 43,2-6 = 259,2
Конечная масса II ступени, т 41,4-3 = 124,2 41,4-3 = 124,2 39,4-3 = 118,2
Конечная масса III ступени, т 6,4-3 = 19,2 10,0-3 = 30,0 10,5-3 = 31,5
Стартовая масса РКН СТК, т 4 303,2 4 428,0 4 712,7
Стартовая перегрузка 1,544 1,500 1,362
Перегрузка после дросселирования ДУ II ступени 1,29 1,253 1,217
Масса РН в конце работы I ступени, т 1 314,9 1 439,7 2 116,7
Масса РН в конце работы II ступени, т 491,37 615,9 635,4
Масса РН в конце работы III ступени, т 164,0 185,6 211,0
Характеристическая скорость I и II ступени, м/с 3 888,9 3 685,2 2 635,4
Характеристическая скорость II ступени, м/с 2 500,0 2 170,7 3 541,0
Характеристическая скорость III ступени, м/с 2 794,8 3 394,8 3 088,0
Суммарная характеристическая скорость, м/с 9 233,7 9 250,7 9 264,4
Потери гравитационные, м/с 1 576,6 1 594,2 1 608,6
Потери аэродинамические, м/с 40,2 39,8 39,0
Необходимые работы по маршевым двигателям РН
На первом этапе создания РН СТК и РН ТК увеличенной грузоподъёмности необходимы изготовление и поставка двигателей РД171МВ и РД0124МС в количестве 9 и 3 экз. на одну РН, соответственно.
Для замены на этапе 2 на РН СТК РН ТК увеличенной грузоподъёмности на базе триблока и на моноблочной РН СК «Союз-5» двигателя верхней ступени РД0124МС с пустотной тягой ~60 тс и удельным импульсом тяги 360 с [6] четырёхкамерным двигателем с оптимальной для этих РН тягой от 95 до 100 тс потребуются автономная отработка новой камеры с увеличенной степенью расширения сопла, пустотной тягой ~23 тс и удельным импульсом тяги не менее 356 с, а также отработка четырёхкамерной
модификации двигателя РД120 разработки АО «НПО Энергомаш» с использованием его отработанной «шапки» (газогенератора, турбонасосного агрегата, пускоотсечной и регулирующей арматуры). Для комплектации одной РН СТК или одной РН ТК потребуется по три четырёхкамерных двигателя на базе РД120, для РН СК («Союз-5») — один такой двигатель.
Для РН СТК и РН ТК этапа 2 может потребоваться разработка компоновочной модификации двухкамерного двигателя РД180 для их спарки с целью замены ею на параблоках четырёхкамерного двигателя РД171МВ с последующим изготовлением и поставкой такой модификации двигателя РД180. Для одной РН СТК потребуется шесть спарок для комплектации трёх параблоков (см. рис. 3) и три двигателя РД180 (с функцией дросселирования их на участке работы
параблоков до уровня 40% по тяге) — для нижней ступени её триблока (см. рис. 4). С целью унификации спарка вместо двигателя РД171МВ может быть применена и на РН «Союз-5».
Для двигателя РД191М при его использовании только для ракетодинами-ческого торможения нижних ступеней РН потребуется разработка теплозащиты камеры для исключения её недопустимого разогрева при работе соседних маршевых двигателей. При запуске его со старта такой проблемы не будет, однако при обеспечении и функции торможения потребуется доработка двигателя для его повторных включений в полёте. Для одной РН СТК для комплектации параблоков требуется три двигателя типа РД171М, для триблока РН ТК — один.
Эти работы по усовершенствованию существующих маршевых двигателей повысят грузоподъёмность всей линейки РН, создаваемых параллельно с РН СТК (включая РН ТК на базе триблока и РН СК «Союз-5»), т. е. дадут положительный мультипликативный эффект, при этом затраты времени и средств на реализацию этих усовершенствований будут несравненно меньше затрат на разработку и отработку новых двигателей.
Преимущества рассматриваемого компоновочного облика и концепции разработки и отработки рн Стк
Основные преимущества предлагаемой РН СТК по сравнению с альтернативными вариантами её исполнения:
• создание на основе существующих высоконадёжных кислородно-керосиновых двигателей мощной экологически чистой РН СТК с грузоподъёмностью 140-170 т, достаточной для обеспечения лунных экспедиций с ЛВПК массой ~27 т, выводимым на ОИСЛ по прямой баллистической схеме;
• модульность компоновки и значительный модернизационный потенциал, не требующий для своей реализации коренных переработок универсального стартового комплекса и его пускового устройства;
• получение возможности создания ракетных блоков первой ступени РН СТК в многоразовом варианте исполнения;
• использование на стартовом комплексе освоенного кислородно-керосинового топлива и отсутствие на РН новых компонентов топлива, что исключает необходимость усложнения как РН, так и стартового комплекса;
• возможность параллельного создания на базе центрального триблока РН СТК ракеты-носителя тяжёлого класса увеличенной грузоподъёмности (50—60 т), использующей общее пусковое устройство универсального стартового комплекса;
• удешевление изготовления и эксплуатации РН СТК за счёт модульности, повышения серийности и ритмичности производства матчасти при пусках РН СТК и РН ТК на базе триблока с едиными маршевыми двигателями и унифицированными ракетными блоками с одного и того же универсального стартового комплекса;
• возможность проведения опережающих ЛКИ всех ДУ РН СТК до её первого пуска и поддержание их надёжности при сравнительно редких пусках сверхтяжёлой ракеты за счёт более частых пусков РН ТК грузоподъёмностью 50-60 т при решении их многочисленных целевых задач;
• возможность использования в качестве третьей ступени и разгонного блока для РН ТК на базе двухступенчатого триблока разгонно-тормозного блока с кислородно-керосиновыми двигателями 11Д58М разработки РКК «Энергия» [7], проектируемого для РКН СТК, модифицированного под половинный рабочий запас топлива путём уменьшения высоты цилиндрических вставок баков;
• принципиальная возможность вдвое сократить количество РН СТК, необходимое для лётной отработки и выполнения проектируемой пилотируемой лунной программы (её американский аналог «Аполлон» для своего осуществления по однопусковой схеме потребовал шесть пусков РН СТК «Сатурн-5» [12]). Возможность сокращения пусков РН СТК обусловлена тем, что двухступенчатый три-блок РН СТК, будучи использован в качестве самостоятельной РН ТК, может выводить на низкую опорную ОИСЗ тандемную связку ПТК с экипажем и ЛВПК общей массой 49 т,
которая после стыковки с заправленным разгонно-тормозным блоком, предварительно выведенным одной РН СТК этапа 2, образует на ОИСЗ заправленный орбитальный комплекс массой ~210 т. Длительность ожидания заправленного РТБ до момента стыковки его со связкой ПТК и ЛВПК — до четырёх недель (определяется допустимым прогревом жидкого кислорода в баке РТБ в полёте, оцениваемым пересчётом с результатов ЛКИ в 1970 г. экспериментального кислородно-керосинового ракетного блока Д с семикратным запуском двигателя 11Д58 в течение недельного полёта [7, 13]).
Возможные сроки реализации
Относительно возможных сроков реализации рассматриваемой концепции создания РН СТК (при необходимом финансировании) следует отметить следующее:
• учитывая, что в настоящее время в АО «РКЦ «Прогресс» завершается разработка конструкторской документации на РН СК «Союз-5», и начата работа по изготовлению макетов её первой и второй ступеней, а в АО «НПО Энергомаш» в 2021 г. уже завершены огневые испытания двигателя РД171МВ, можно приступить к техническому проектированию РН СТК первого этапа, а также к техническому проектированию её главной составной части — триблока и первого этапа РН ТК повышенной грузоподъёмности на его основе;
• в связи с тем, что в РН СТК подавляющее большинство конструкторских решений заимствуется от РН СК «Союз-5», этап технического проектирования РН ТК первого этапа можно завершить в 2022 г., а этап разработки конструкторской документации на неё и этап технического проектирования РН СТК — в конце 2023 г.;
• с начала 2024 г. можно будет приступить к эскизному проектированию наземного технического комплекса и универсального стартового комплекса для рассматриваемой РКН СК с возможностью его завершения к середине 2025 г., начала их строительства — с начала 2026 г. и его завершения — к середине 2028 г.
Таким образом, рассматриваемый компоновочный облик РН СТК и концепция её отработки смогли бы при необходимом финансировании кооперации c 2022 г. обеспечить создание РКН СТК уже в 2028 г., т. е. за семь лет. Принципиальная возможность достижения данных сроков можно обосновать тем, что мобильный инновационный всеазимутальный ракетно-космический комплекс морского базирования «Морской старт» был создан в период 1995-1999 гг., т. е. всего за пять лет [14].
Выводы
Учитывая стратегическую значимость сверхтяжёлой ракеты не только для развития, но и для самого сохранения отечественной ракетно-космической отрасли, облик ракеты и программ её использования требует завершения их оптимизации с целью обеспечения максимальной эффективности по критериям грузоподъёмности, стоимости создания и последующего поддержания надёжности и экономичности эксплуатации.
Рассмотренный компоновочный облик и концепция создания модульной РН СТК на основе пакетной связки двухступенчатого триблока и параблоков на базе РН «Союз-5» с использованием многократно испытанных кислородно-керосиновых двигателей разработки АО «НПО Энергомаш» РД171МВ, РД180, РД191М, а также двигателя РД120 (после разработки его четырёхкамерной модификации) позволит:
• за семь лет, при необходимом финансировании и минимальных затратах средств, создать РН СТК с перспективой многоразового использования ракетных блоков первой ступени, имеющей грузоподъёмность на первом этапе 140 т, а на втором — от 150 до 170 т, превышающей грузоподъёмность РКН СТК, создаваемых в Китае и США (~ 130 т) [15], что обеспечит:
выведение на ОИСЛ по прямой схеме ЛВПК необходимой массы (27 т);
- выведение на ГСО автоматических платформ сверхтяжёлого класса и крупногабаритных модулей станций, пилотируемых кораблей для инспекции, обслуживания и ремонта космических аппаратов и станций на ГСО;
- осуществление отлётных миссий тяжёлых космических станций;
- возможность выведения на орбиту искусственного спутника Земли ядерного межорбитального буксира;
- создание основы проведения экспедиций к Марсу.
- создание основ для требующих большой грузоподъёмности РН средств обеспечения противоастероидной защиты Земли;
• исключить затраты времени и средств или на воссоздание и коренную модификацию РН СТК «Энергия» (путём оснащения её водородной третьей ступенью для обеспечения требуемой грузоподъёмности), или на освоение метанового топлива и создания инфраструктуры для него, а также на разработку и отработку, в т. ч. при ЛКИ, РН СТК с крупногабаритными нетранспортабельными ракетными блоками с новыми мощными двигателями на метане;
• параллельно на базе триблока для РН СТК создать самостоятельную мощную РН ТК увеличенной грузоподъёмности (50—60 т), использующую освоенные кислородно-керосиновые двигатели;
• обеспечить с помощью РН ТК на базе триблока возможность полноценной опережающей лётной отработки основных составных частей РКН СТК (включая ПТК, ЛВПК и их тандемную связку) до первых пусков РКН СТК;
• снизить стоимость изготовления РН СТК и РН ТК на её основе за счёт высокого уровня унификации, серийности и ритмичности производства двигателей и ракетных блоков-модулей;
• получить принципиальную возможность вдвое сократить количество РН СТК, необходимое для выполнения лунных экспедиций. Это может быть достигнуто путём однократной стыковки на ОИСЗ тандемной связки ПТК с экипажем и ЛВПК, выведенной менее мощной РН ТК на базе двухступенчатого триблока, с заранее запущенным с помощью одной РН СТК и уже заправленным кислородно-керосиновым разгонно-тормозным блоком с двигателями 11Д58М. В результате на низкой ОИСЗ образуется заправленный орбитальный комплекс массой ~210 т, обеспечивающий с помощью РТБ доставку
уже состыкованных ПТК и ЛВПК на ОИСЛ. При этом исключается необходимость сертификации РН СТК под пилотируемые пуски, удешевляется отработка РКН СТК и осуществление лунных экспедиций.
Список литературы
1. Чванов В.К., Судаков В.С., Лёвочкин П.С. Современные жидкостные ракетные двигатели АО «НПО Энерго-маш имени академика В.П. Глушко». Состояние программ и перспективы (к 110-летию со дня рождения академика В.П. Глушко) // Космическая техника и технологии. 2018. № 3(22). С. 5-16.
2. Развитие отечественной ракетно-космической науки. Т. 5. История развития отечественных ракетно-космических двигательных установок. М.: ИД «Столичная энциклопедия», 2018. 656 с.
3. Островский В.Г., Синявский В.В., Сухов Ю.И. Межорбитальный электроракетный буксир «Геркулес» на основе термоэмиссионной ядерно-энергетической установки // Космонавтика и ракетостроение. 2016. № 2(87). С. 68-74.
4. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Одноразовые ядерные электроракетные буксиры для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 75-81.
5. Патент 2750343. Российская Федерация. Компоновка многоступенчатой модульной ракеты-носителя. Киселев А.В., Крюков И.А., Тупи-цын Н.Н., Фирстаев Д.С.; заявитель и патентообладатель — ПАО «РКК «Энергия»; заявка 2020109149; приоритет от 28.02.2020 г.; опубликовано 28.06.2021 г. // Бюллетень № 19. 10 с.
6. Семейство РН «Зенит». Режим доступа: https//:www.aboutspacejornal.net/ рн-зенит-2.НЬт1 (дата обращения 30.09.2021 г.).
7. Соколов Б.А., Тупицын Н.Н., Ту-манин Е.Н., Крюков И.А., Киселев А.В., Фирстаев Д.С. О возможности создания одноступенчатого разгонно-тормоз-ного блока на основе кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М для ракеты космического назначения сверхтяжёлого класса // Космическая техника и технологии. 2021. № 2(33). С. 62-75.
8. Буран.ру. Энциклопедия крылатого космоса. Стартово-стыковочный блок Я. Режим доступа: http://www.buran.ru/ htm/16-3.htm (дата обращения 30.09.2021 г.).
9. Лобановский Ю.И. Прогноз величины характеристической скорости выведения на низкую околоземную орбиту. Режим доступа: http://www.sinerjetics.ru/ prediction (дата обращения 30.09.2021 г.).
10. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ Лаборатория знаний, 2011. 407 с.
11. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики космического полёта: Уч. пос. М.: Наука. Гл. ред. физ-мат. лит., 1990. 448 с.
12. Железняков А.Б. «Сатурн-5». Лунный исполин Вернера фон Брауна. М.: Эксмо, 2017. 176 с.
13. Будаев Ю.А., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Туманин Е.Н., Тупицын Н.Н. Особенности двигательных установок на криогенных компонентах топлива разгонных блоков ракет-носителей «Протон», «Зенит» и «Ангара» // Известия РАН. Энергетика. 2016. № 3. С. 102-110.
14. Алиев В.Г. Морской старт. Космос и океан. Ракетно-космический комплекс морского базирования. История проекта. Опыт разработки и эксплуатации. М.: Изд-во «Перо», 2020. 552 с.
15. Block 2 130t Cargo Expanded View/NASA. Режим доступа: https:// www.nasa.gov/exploration/systems/sls/ multimedia/gallery/sls_config_130t.html (дата обращения 29.10.2021 г.).
Статья поступила в редакцию 28.10.2021 г. Окончательный вариант — 08.11.2021 г.
Reference
1. Chvanov V.K., Sudakov V.S., Levochkin P.S. Sovremennye zhidkostnye raketnye dvigateli AO «NPO Energomash imeni akademika V.P. Glushko». Sostoyanie programm i perspektivy (k 110-letiyu so dnya rozhdeniya akademika V.P. Glushko) [Modern liquid-propellant rocket engines made by NPO Energomash named after academician V.P. Glushko. Current status of programs and future prospects (to mark the 110th anniversary of academician V.P Glushko)]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 3(22), pp. 5-16.
2. Razvitie otechestvennoi raketno-kosmicheskoi nauki. V. 5. Istoriya razvitiya otechestvennykh raketno-kosmicheskikh dvigatel'nykh ustanovok [Development of our country's rocket and space science. V. 5. A history of development of space rocket propulsion systems in our country]. Moscow, ID Stolichnaya entsiklopediya publ, 2018. 656 p.
3. Ostrovskii V.G., Sinyavskii V.V., Sukhov Yu.I. Mezhorbital'nyi elektroraketnyi buksir «Gerkules» na osnove termoemissionnoi yaderno-energeticheskoi ustanovki [Nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle Hercules based on thermionic nuclear power unit]. Kosmonavtika i raketostroenie, 2016, no. 2(87),pp. 68-74.
4. Sinyavskii V.V., Yuditskii V.D. Odnorazovye yadernye elektroraketnye buksiry dlya dostavki na orbitu Marsa nedelimykh gruzov bol'shoi massy [Expendable nuclear power generation and propulsion tugs for delivery to the Martian orbit of indivisible large-mass cargos]. Izvestiya RAN. Energetika, 2012, no. 2, pp. 75-81.
5. Patent 2750343. Russian Federation. Komponovka mnogostupenchatoi modul'noi rakety-nositelya [Layout of a multistage modular launch vehicle]. Kiselev A.V., Kryukov I.A., Tupitsyn N.N., Firstaev D.S.; the applicant and the patent owner — PAO «RKK «Energiya»; application 2020109149; priority of 28.02.2020;published 28.06.2021. Bulletin no. 19, 10p.
6. Semeistvo RN «Zenit» [Zenith launch vehicle family]. Available at: https//:www.aboutspacejornal.net/ rn-zenit-2.html (accessed 30.09.2021).
7. Sokolov B.A., Tupitsyn N.N., Tumanin E.N., Kryukov I.A., Kiselev A.V., Firstaev D.S. O vozmozhnosti sozdaniya odnostupenchatogo razgonno-tormoznogo bloka na osnove kislorodno-uglevodorodnogo dvigatelya 11D58M dlya rakety kosmicheskogo naznacheniya sverkhtyazhelogo klassa [On the feasibility of developing a single-stage acceleration/deceleration unit based on the oxygen-hydrocarbon engine 11D58M for a super-heavy launch vehicle]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2021, no. 2(33), pp. 62 - 75.
8. Buran.ru. Entsiklopediya krylatogo kosmosa. Startovo-stykovochnyi blok Ya [Buran.ru. Encyclopedia of winged space. Launch-mating block Ya]. Available at: http://www.buran.ru/htm/16-3.htm (accessed 30.09.2021).
9. Lobanovskii Yu.I. Prognoz velichiny kharakteristicheskoi skorosti vyvedeniya na nizkuyu okolozemnuyu orbitu [Prediction of the value of delta velocity for insertion into low Earth orbit]. Available at: http://www.sinerjetics.ru/prediction (accessed 30.09.2021).
10. Sikharulidze Yu.G. Ballistika i navedenie letatel'nykh apparatov. [Ballistics of flying vehicles]. Moscow, BINOM Laboratoriia znanii publ., 2011. 407p.
11. Okhotsimskii D.E., Sikharulidze Yu.G. Osnovy mekhaniki kosmicheskogo poleta: Uch. pos. [Fundamentals of space flight mechanics: Textbook]. Moscow, Naukapubl., 1990. 448p.
12. Zheleznyakov A.B. «Saturn-5». Lunnyi ispolin Vernera fon Brauna [Saturn 5. The lunar giant of Wernher von Braun]. Moscow, Eksmo publ., 2017. 176p.
13. Budaev Yu.A, Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Tumanin E.N., Tupitsyn N.N. Osobennosti dvigatel'nykh ustanovok na kriogennykh komponentakh topliva razgonnykh blokov raket-nositelei «Proton», «Zenit» i «Angara» [Special features of cryogenic propulsion systems for upper stages of launch vehicles Proton, Zenit, and Angara]. Izvestiya RAN. Energetika, 2016, no. 3, pp. 102-110.
14. Aliev V.G. Morskoi start. Kosmos i okean. Raketno-kosmicheskii kompleks morskogo bazirovaniya. Istoriya proekta. Opyt razrabotki i ekspluatatsii [Sea Launch. Space and ocean. Sea-based space rocket launch system. History of the project. Experience of development and operation]. Moscow, Pero publ., 2020. 552 p.
15. Block 2 130t Cargo Expanded View. NASA. Available at: https://www.nasa.gov/exploration/ systems/sls/multimedia/gallery/sls_config_130t.html (accessed 29.10.2021).
