Концепция космической транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального электроракетного буксира

Проблема создания эффективных космических транспортных систем является одним из основных факторов, ограничивающих реализацию масштабных проектов по исследованию и освоению околоземного космического пространства и Солнечной системы, в т. ч., в части выведения тяжелых телекоммуникационных платформ на высокие околоземные орбиты, доставки полезных грузов к Луне и Марсу, реализации пилотируемой марсианской экспедиции.

Одним из наиболее перспективных направлений создания эффективных космических транспортных систем является использование энергодвигательных комплексов с малой тягой, обеспечивающих реализацию транспортных операций с минимальными затратами рабочего тела, а также длительное энергоснабжение мощных полезных нагрузок. В них используются электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), которые в настоящее время получают все более широкое применение для довыведе-ния космических аппаратов (КА) различного назначения на рабочие орбиты и их последующей коррекции. Использование маршевой ЭРДУ позволяет существенно уменьшить массовые затраты на межорбитальные перелеты за счет значительно большего удельного импульса и добиться увеличения доли полезной нагрузки в стартовой массе КА.

Применение ЭРДУ выдвигает ряд требований к системам космических аппаратов, в первую очередь, к наличию системы энергоснабжения с высокой выходной мощностью. Необходимость использования мощной энергоустановки в составе КА (по сравнению с двигательной установкой большой тяги), как и бóльшая длительность перелета, ограничивают область использования ЭРДУ.

Эффективным решением может стать создание космических транспортно-энергетических систем на основе специализированных межорбитальных буксиров с ЭРДУ — электроракет-ных буксиров, осуществляющих транспортные операции по доставке КА на рабочие орбиты, а также решающих ряд дополнительных задач, в т. ч., по электроснабжению полезных нагрузок. По сравнению с традиционными разгонными блоками с жидкостной ракетной двигательной установкой использование межорбитальных электроракетных буксиров позволит увеличить массу полезных нагрузок на целевых орбитах практически вдвое при аналогичном грузопотоке на низкую орбиту.

Кроме того, применение электроракетных буксиров принципиально даст возможность реализовать эффективный двусторонний грузопоток, позволяя уводить завершившие активное существование КА с их рабочих орбит, освобождая космическое пространство от потенциально опасных объектов.

Научно-технический задел

В результате многолетних плодотворных работ, проводимых РКК «Энергия» в кооперации с ведущими организациями ракетно-космической отрасли, создан обширный научнотехнический задел в области проектирования межорбитальных электроракетных буксиров большой мощности.

С середины 70-х до начала 90-х гг. прошлого столетия по Госзаказу Роскосмоса в РКК «Энергия» в широкой кооперации организаций интенсивно велись работы по разработке космической ядерной энергетической установки с использованием литий-ниобиевой технологии электрической мощностью 500-600 кВт и, на ее основе, — межорбитального электроракетного буксира «Геркулес» применительно к решению задач транспортировки на ГСО тяжелых полезных грузов и обеспечения их маневрирования в космическом пространстве [1–3].

В 2009–2012 гг. РКК «Энергия» совместно с ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» (организатор работ), АО «НИКИЭТ» и другими ведущими организациями ракетно-космической отрасли приняла участие в проекте «Создание транспортно-энергетического модуля на основе ядер-ной энергодвигательной установки мегаваттного класса» [4]. Транспортно-энергетический модуль предназначался для доставки грузов на высокие околоземные орбиты (включая геостационарную орбиту — ГСО), к Луне, в точки либрации системы «Земля–Луна», а также для решения ряда других задач в околоземном и околосолнечном космическом пространстве. При транспортировании обеспечивалось электроснабжение полезных нагрузок.

Первые разработки РКК «Энергия» в области солнечных электроракетных буксиров большой мощности появились в 1988 г. В 2001–2005 гг. РКК «Энергия» в кооперации с ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша», ЦНИИмаш, ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, ИКИ РАН, ИМБП РАН и другими организациями участвовала в проектно-конструкторской разработке ключевых элементов энергодвигательного комплекса и космической платформы в обеспечение реализации пилотируемой экспедиции на Марс [5]. В проекте, наряду с ядерным, также был рассмотрен солнечный межорбитальный буксир (СМБ) мощностью 15 МВт с тонкопленочными солнечными батареями и электро-ракетной двигательной установкой.

Преимущества и перспективы использования солнечных межорбитальных буксиров

Основные преимущества электроракетных буксиров с солнечной энергоустановкой:

• •    высокая надежность и отказоустойчивость за счет многократного резервирования;

• •    возможность создания энергоустановок в широком диапазоне мощности по идентичной технологии;

• •    полная экологическая безопасность системы электроснабжения;

• •    наличие развитых производственных баз по ключевым элементам;

• •    огромный опыт успешной эксплуатации солнечной энергетики в космосе;

• •    устойчивый прогресс основных характеристик фотоэлектрических преобразователей.

Основные целевые задачи, решаемые СМБ:

• •    создание комплексов с повышенной энерговооруженностью и широкими возможностями по маневрированию для обеспечения функционирования перспективных полезных нагрузок;

• •    удвоение массы полезной нагрузки, доставляемой на ГСО, средние и высокие

околоземные орбиты, при использовании тех же ракет-носителей (РН);

• •    доставка грузов к Луне, в т. ч., обеспечение пилотируемой лунной программы (использование СМБ позволяет снизить требования к грузоподъемности РН);

• •    поддержка пилотируемых программ и автоматических миссий в околосолнечном пространстве, энергодвигательное обеспечение пилотируемого полета на Марс.

За рубежом в последние годы наблюдается рост интереса к тематике СМБ и интенсификация работ в этом направлении. Появляются проекты создания СМБ, предназначенных для функционирования в интересах Международной космической станции, доставки тяжелых грузов к Луне и в точки либрации системы «Земля–Луна», поддержки пилотируемых миссий на Марс и астероиды [6–10]. Степень проработки этих проектов в части навигационно-баллистического обеспечения, технического облика основных систем и конструктивно-компоновочных схем неуклонно растет, что говорит о постепенном переходе от поисковых работ к стадиям проектирования и практической реализации.

Можно сделать вывод, что в настоящее время ведущими космическими державами, в первую очередь США, уже начаты широкомасштабные проектно-исследовательские работы по созданию перспективных СМБ и космических средств на их основе. Ожидается, что в период до 2020 г. появятся первые экспериментальные образцы подобных средств.

Облик транспортной системы на основе СМБ

В состав типовой транспортной системы на основе СМБ входят:

• •    орбитальные средства (солнечный межорбитальный буксир и модули полезной нагрузки (МПН));

• •    средства выведения буксира и МПН;

• •    наземные средства подготовки, обеспечения запуска и управления полетом буксира и МПН.

Типовой схемой функционирования СМБ является:

• •    стыковка с объектом транспортировки на низкой орбите;

• •    совместный перелет на целевую орбиту;

• •    отделение полезной нагрузки;

• •    обратный перелет (возвращение) на низкую орбиту для выполнения нового цикла.

Объектом транспортировки СМБ является не сама полезная нагрузка, а МПН. В его состав помимо полезной нагрузки входят также конструкции и служебные системы, необходимые для обеспечения автономного функционирования модуля и его стыковки с СМБ, а также — система хранения и подачи рабочего тела. В случае недостаточности грузоподъемности используемой ракеты-носителя рабочее тело ЭРДУ выводится в составе блока расходных компонентов (БРК).

Проектный облик и структура СМБ

Проведенные в 2013–2014 гг. проектноисследовательские работы показали, что для создания эффективной транспортной системы, обеспечивающей коммерчески привлекательную доставку грузов на ГСО, уровень мощности СМБ должен составлять ~400 кВт. Данный уровень мощности обеспечивает возможность использовать СМБ также для доставки грузов к Луне в интересах пилотируемой лунной программы.

Предлагается конструктивное и структурное разделение СМБ на два основных блока:

• •    приборный блок (ПрБ);

• •    энергодвигательный блок (ЭДБ).

В состав ПрБ входят системы, технический облик которых не зависит (или мало зависит) от типоразмера буксира и мощности его энергоустановки. При этом становится возможной отработка как основных систем ПрБ в комплексе (включая логические и информационно-электрические связи), так и блока в целом (включая конструкцию) в составе экспериментального изделия и их дальнейшее прямое заимствование при переходе к СМБ большей мощности.

В состав ЭДБ включаются системы, определяющие энергодвигательный потенциал буксира и напрямую зависящие от его типоразмера, а также системы и средства, обеспечивающие их функционирование. Для ключевых систем ЭДБ, к которым относятся система электроснабжения и ЭРДУ, предлагается модульное исполнение.

На рис. 1 и 2 представлен проектный облик солнечного межорбитального буксира мощностью 400 кВт (СМБ-400).

Рис. 1. Внешний вид СМБ-400 в рабочей конфигурации

Рис. 2. Внутренняя компоновка СМБ-400: 1 — стыковочный агрегат; 2 — всенаправленная антенна; 3 — звездный датчик; 4 — остронаправленная антенна; 5 — антенна спутниковой навигации; 6 — изогридная углепластиковая колонна; 7 — система ориентации солнечных батарей; 8 — зона размещения аккумуляторных батарей; 9 — блоки системы электроснабжения; 10, 11 — блоки ЭРДУ; 12 — ЖРД ориентации; 13 — поворотная платформа ЭРД; 14 — маршевые ЖРД; 15 — телекамера; 16 — блоки бортовых систем; 17 — сотопанели; 18 — солнечная батарея; 19 — баки рабочего тела ЭРДУ; 20 — баки горючего и окислителя ЖРД; 21 — двигательный модуль ЭРДУ

система электроснабжения ПрБ104;

корпус с установкой составных частей 250;

система стыковки300;

бортовая кабельная сеть150;

энергодвигательный блок (ЭДБ):        9 445;

система электроснабжения ЭДБ       3 300;

система обеспечения теплового режима ЭДБ700;

электроракетная двигательная установка                            3000;

автономная двигательная установка (ЖРДУ)                  1100;

корпус с установкой составных частей 1 000;

система ориентации солнечных батарей 45;

бортовая кабельная сеть300;

суммарная сухая масса буксира        10626;

система заправки ЭРДУ и ЖРДУ:       9772;

ксенон                               8000;

АТ                                     1143;

НДМГ617;

гелий12;

суммарная масса буксира с заправками 20 398.

Основные технические характеристики СМБ-400:

мощность ЭРДУ                  400 кВт;

удельный импульс ЭРДУ        ~30 000 м/с;

тяга ЭРДУ                        ~16 Н;

сухая масса СМБ                     ~11 т;

масса рабочего тела (ксенон)           до 8 т;

масса топлива (АТ, НДМГ)*          до 1,8 т;

базовая околоземная орбита 51,6°, 370 км; длина по корпусу                      11,5 м;

максимальный диаметр описанной окружности в транспортном положении 4,57 м; размах солнечных батарей            81,4 м;

орбиты функционирования околоземная, ресурс СМБ ресурс ЭРДУ

окололунная;

10 лет;

≥36 000 ч.

Массовая сводка СМБ-400 (масса приведе- на в кг):

приборный блок (ПрБ):                 1 181;

система управления бортовым комплексом156;

система бортовых измерений30;

бортовая радиотехническая система40;

система управления движением и навигации54;

телевизионная система30;

система обеспечения теплового режима ПрБ67;

Система электроснабжения. В качестве одного из вариантов солнечной батареи (СБ) была рассмотрена перспективная СБ рулонного типа по технологии ROSA (Roll-Out Solar Array) и Mega-ROSA американской компании Deployable Space Systems (DSS) . Данная технология позволяет достичь высокой удельной мощности (200…500 Вт/кг) и наименьшего объема СБ в сложенном состоянии (более 40 кВт/м³) [11]. Таким образом, при использовании технологии ROSA масса солнечной батареи в наихудшем случае (200 Вт/кг) должна составить 2 000 кг. Аналогичная по мощности СБ, выполненная по традиционной технологии с жестким каркасом, имела бы массу около 10 800 кг.

Раскрытие солнечной батареи ROSA происходит за счет упругих сил входящих в ее структуру силовых элементов — гибких балок, сворачиваемых в рулон (Elastic Roll-Out Boom Deployers) [12].

Для СБ ROSA (Mega-ROSA) уже проведен большой объем наземной экспериментальной отработки, и в ближайшее время можно ожидать проведения испытаний в условиях космического пространства.

Оценка характеристик СБ проводилась при применении фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на основе арсенида галлия фирмы Azur Space с тремя переходами и КПД, равным 30% [13].

Деградация по мощности батареи фотоэлектрической (БФ), производящей электроэнергию части СБ, на конец десяти лет эксплуатации по типовой программе полета составит 21,4% при толщине защитного стекла 170 мкм и 14% — при толщине 300 мкм.

Удельная мощность БФ на квадратный метр панели в точке летнего солнцестояния при коэффициенте заполнения ФЭП на панели, близком к оптимальному и равному 0,865, составит около 260 Вт/м2. Таким образом, площадь панелей СБ будет составлять 1 538 м2 или — с учетом деградации 14% – 1 789 м2.

Для обеспечения электропитания буксира на этапе выведения и теневых участках орбиты было предложено использовать аккумуляторные батареи (АБ) разработки ПАО «Сатурн» (г. Краснодар), построенные на основе литий-ионной электрохимической системы. В соответствии с требуемыми мощностными и емкостными характеристиками были выбраны АБ типа 23ЛИ-20 (2 шт.) и 7ЛИ-20 (2 шт.). Масса АБ 23ЛИ-20 составляет ~60 кг, а 7ЛИ-20 — ~40 кг.

Электроракетная двигательная установка. Исходя из баллистических расчетов, ЭРДУ должна иметь удельный импульс 30 000 м/с и суммарную тягу не менее 16 Н.

По предварительным оценкам, тяговый модуль (единичный ЭРД с блоком газораспределения) должен обладать следующими характеристиками:

потребляемая мощность ≥25 кВт; удельный импульс 30 000…40 000 м/с; тяга ≥1 Н; ресурс ≥36 000 ч; возможность работы на альтернативном рабочем теле (иод, ртуть).

На сегодняшний день в России существует всего несколько двигателей, чьи характеристики приближаются к требуемым:

• •    СПД-290;

• •    ТМ-50;

• •    ИД-500;

• •    перспективный ДАС на иоде.

Основные характеристики двигателей приведены в таблице.

Из приведенной таблицы видно, что только ионный двигатель ИД-500 не обладает достаточной тягой для выполнения СМБ транспортных операций в установленные сроки.

Холловские двигатели СПД-290 и ТМ-50 отвечают заданным требованиям и на сегодняшний день носят статус инженерной модели. После проведения достаточного объема испытаний, в т. ч. ресурсных, можно будет сделать вывод о степени их пригодности для использования в СМБ.

По предварительным оценкам, перспективный двухступенчатый двигатель с анодным слоем на иоде разработки РКК «Энергия» обладает лучшими характеристиками и бóльшим потенциалом для увеличения мощности. Принимая во внимание тот факт, что РКК «Энергия» может стать потенциальным разработчиком и изготовителем солнечных буксиров в нашей стране, представляется целесообразным использовать существующий задел для создания собственного ЭРД большой мощности на базе двигателя ДАС-200.

В работе [16] показано, что дорогостоящий ксенон, традиционно используемый в ЭРД, может быть успешно заменен дешевым иодом. Годовой объем добычи иода (~25 000 т) позволит, не прибегая к закупкам ксенона за рубежом, полностью обеспечить рабочим телом целую группировку СМБ различного назначения.

Жидкостная ракетная двигательная установка (ЖРДУ). Помимо ЭРДУ в состав СМБ входит ЖРДУ, предназначенная для до-выведения СМБ на орбиту функционирования, а также для построения и поддержания ориентации на тех этапах полета, на которых не используется ЭРДУ. Для дальнейших проработок был выбран вариант ЖРДУ на высо-кокипящих компонентах топлива (АТ, НДМГ) с вытеснительной системой подачи.

Параметры транспортной системы для типовых миссий СМБ

В качестве типовых миссий СМБ рассматривались следующие:

• •    доставка грузов на ГСО;

• •    доставка грузов к Луне по однопусковой схеме;

  Основные характеристики ЭРД большой мощности

  Разработчик	Наименование	Мощность, кВт	Тяга, Н	Удельный импульс, м/с
  ОКБ «Факел»	СПД-290 [14]	5…30	1,5	33 000
  ЦНИИмаш	ТМ-50 [14]	10…50	1,0–1,5	30 000…70 000
  ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»	ИД-500 [15]	35	0,725	70 000
  РКК «Энергия»	ДАС на иоде [16]	25	1,27–2,04	15 000…30 000

  
  

• •    доставка грузов к Луне по двухпусковой схеме.

Предлагаемые для выведения полезных нагрузок ракеты-носители:

• •    РН тяжелого класса грузоподъемностью 24,5 т;

• •    перспективная РН тяжелого класса грузоподъемностью 40 т;

• •    перспективная РН сверхтяжелого класса (СТК) грузоподъемностью 65–70 т.

Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов на ГСО приведены ниже:

масса полезной нагрузки                ~8 т;

масса МПН при выведении          ~24,5 т;

масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~11,4 т; длительность доставки              ~6,5 мес;

длительность цикла                 ~9,5 мес;

тип РН                    РН тяж. кл. 24,5 т.

Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов к Луне по однопусковой схеме (совместное выведение полезной нагрузки и БРК в составе МПН):

масса полезной нагрузки               ~32 т;

масса МПН при выведении           ~63 т;

масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~21,6 т;

длительность доставки              ~13 мес;

длительность цикла                 ~16 мес;

тип РН                  РН СТК 65–70 т.

Результаты расчетов параметров транспортной системы для доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме (раздельное выведение полезной нагрузки и БРК):

оптимизированные параметры ЭРДУ:

удельный импульс              35 000 м/с;

тяга ЭРДУ                         13,5 Н;

длительность доставки              ~15 мес;

длительность цикла                 ~18 мес;

первый пуск (блок расходных компонентов):

масса рабочего тела ЭРДУ (ксенон) ~18,5 т; масса БРК при выведении           ~24,5 т;

тип РН                  РН тяж. кл. 24,5 т;

второй пуск (модуль полезной нагрузки): масса полезной нагрузки              ~32 т;

масса МПН при выведении          ~37 т;

тип РН                    РН тяж. кл. 40 т.

Схема доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме представлена на рис. 3.

Выводы

Результаты работ в области солнечных электроракетных буксиров в нашей стране и за рубежом наглядно демонстрируют конкурентные преимущества этого класса средств межорбитальной транспортировки для задач транспортирования грузов в околоземном космическом пространстве, в особенности, если сроки доставки не имеют решающего

Рис. 3. Схема доставки грузов к Луне по двухпусковой схеме при использовании ракет-носителей грузоподъемностью 24,5 и 40 т

Примечание. БРК — блок расходных материалов; СМБ — солнечный межорбитальный буксир; МНП — модуль полезной нагрузки.

значения. Устойчивый прогресс в развитии технологий, относящихся к энергодвигательному комплексу, постепенно позволит использовать солнечные межорбитальные буксиры в масштабных пилотируемых программах по освоению Луны, Марса и других объектов Солнечной системы.

Для построения к 2030 г. эффективной транспортной системы на основе солнечных межорбитальных буксиров в обеспечение пилотируемой лунной программы уже в ближайшее время необходимо развернуть полномасштабные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы в этой области.