Концепция ускоренного создания унифицированного транспортного модуля на базе электроракетного двигателя КМ-10

Одной из основных задач в области космической деятельности Российской Федерации является создание перспективной транспортной системы и космической инфраструктуры для осуществления на рубеже 2030-х годов пилотируемых полётов в окололунное пространство и на Луну. Согласно работе [1], на начальном этапе пилотируемой лунной программы предполагается отработка технологий и транспортных средств, включая пилотируемый транспортный корабль (ПТК), при полётах на Международную космическую станцию (МКС), и с облётом Луны, а также создание посещаемой окололунной станции (ЛОС).

Как вариант высокой степени готовности, в качестве базового модуля ЛОС может быть рассмотрен российский научно-энергетический модуль (НЭМ), первоначально разрабатывавшийся для Российского сегмента МКС. Кроме базового и узлового модулей в состав ЛОС могут войти шлюзовой модуль, складские блоки, трансформируемые модули, робототехнические средства и манипуляторы для сборки и перестыковки элементов ЛОС и пр. Использование ЛОС в качестве перевалочного форпоста предполагает доставку на её борт средств посадки с элементами налунной базы (энергоблоков, шлюзовых систем, жилых модулей, налунного транспорта и пр.). Ожидаемая масса на окололунной орбите основной части этих элементов, включая базовый модуль ЛОС, находится в диапазоне 4…21 т.

Доставка к ЛОС модулей полезных грузов (ПГ) массой ~20 т и более традиционными средствами межорбитальной транспортировки (СМТ) — разгонными блоками (РБ) на базе жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) — потребует сложных, многопусковых схем использования тяжёлых ракет-носителей (РН) типа «Ангара-А5В», либо применения дорогостоящей РН сверхтяжёлого класса (РН СТК). Создание для этих целей высокоэффективных электроракетных многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) с ядерными и солнечными энергоустановками мегаваттного класса может потребовать значительных затрат средств и времени.

Как промежуточное и недорогое решение, способствующее развитию технологий ММБ и одновременно как эффективное средство транспортировки в околоземном и окололунном пространствах грузов, не требующих оперативной доставки на целевую орбиту (длительностью 1,5 года и более), может рассматриваться унифицированный транспортный модуль (УТМ) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) и солнечными батареями (СБ) ограниченной мощности (~50 кВт). Благодаря высокому удельному импульсу тяги маршевой ЭРДУ применение УТМ может обеспечить снижение требований к размерности, а, следовательно, и стоимости используемых РН по сравнению с применением для этих целей традиционных РБ на базе ЖРД. К числу достоинств УТМ также следует отнести возможность дальнейшего полезного использования его энергоустановки и высокоэффективной ЭРДУ в составе выведенного орбитального комплекса на целевой орбите. Ограниченная мощность солнечной энергоустановки определяет возможность создания УТМ на существующей технологической базе в короткие сроки, с минимальным техническим риском и затратами.

характеристики маршевого электроракетного двигателя транспортного модуля

Для применения в составе УТМ энерговооружённостью ~50 кВт практический интерес может представить ЭРД холловского типа КМ-10 разработки АО ГНЦ «Центр Келдыша», внешний вид которого показан на рис. 1 [2]. Номинальные значения и диапазоны регулирования основных параметров ЭРД КМ-10 приведены в табл. 1 (на номинальном режиме работы были пройдены все этапы наземной отработки инженерной модели двигателя [3]). На рис. 2 приведена карта параметров работы ЭРД КМ-10 в сравнении с параметрами ближайших аналогов: HERMeS [4, 5] и H9 [6]. Согласно приведённым зависимостям, КМ-10 в сравнении с аналогами обладает более высоким удельным импульсом при схожих мощности и тяге.

Рис. 1. Внешний вид двигателя КМ-10: 1 — анодный блок; 2 — разрядный канал; 3 — защита от распыления; 4 — катодный блок; 5 — электрический кабель; 6 — газовое подключение

Таблица 1

основные параметры электроракетного двигателя км-10

Наименование параметра	Номинальное значение (диапазон регулирования)
Разрядное напряжение, В	500 (300–900)
Тяга, мН	515 (100–580)
Разрядный ток, А	20,8 (5–24)
Потребляемая мощность, кВт	10,5 (1,5–12)
Удельный импульс тяги, м/c	25 300 (16 700–33 000)
КПД, %	62 (45–67)
Ресурс в номинальном режиме работы, ч	≥10 000
Масса, кг	11,8

Результаты параметрических испытаний показали, что ЭРД КМ-10 демонстрирует устойчивую и эффективную работу в широком диапазоне рабочих параметров — по току разряда от 5 до 30 А и напряжению разряда от 300 до 900 В, что соответствует диапазону 1,5…12,5 кВт по мощности разряда.

Для двигателя КМ-10 были проведены исследования взаимного влияния плазменных струй нескольких двигателей с вектором тяги, направленным в одну сторону. Исследуемый кластер состоял из четырёх двигателей, способных работать как одновременно, так и в любой комбинации. Внешний вид кластера с четырьмя одновременно работающими двигателями приведён на рис. 3.

а)

б)

2. Параметры работы двигателя КМ-10 в сравнении с параметрами работы ближайших аналогов:

Рис.

а — полный удельный импульс тяги; б — полный КПД

Рис. 3. Внешний вид кластера из четырёх холловских двигателей мощностью 10,5 кВт каждый в работе

Испытания показали, что кластер суммарной мощностью 42 кВт работает устойчиво при любом количестве одновременно работающих двигателей [7]. Для двух одновременно работающих двигателей отсутствует влияние совместной работы на параметры кластера. КПД четырёх одновременно работающих двигателей немного ниже, чем КПД суперпозиции отдельно работающих двигателей (на 3,6% при значении

КПД порядка 61%), что при такой высокой мощности работы ЭРДУ может быть результатом влияния стенок вакуумной камеры, в которой проводились испытания. Данный результат позволяет создавать двигательные установки (ДУ) кластерного типа вместо ДУ на основе единичных двигателей. Преимущество такого подхода к созданию ЭРДУ заключается в ширине итогового диапазона регулирования, позволяющего решать широкий спектр задач с использованием одной ДУ, а также в простоте отработки двигателей на этапе разработки в земных условиях.

этапы создания утм на базе эрд км-10

Унифицированный транспортный модуль на базе ЭРД КМ-10 с солнечной энергоустановкой мощностью ~50 кВт предлагается создавать в два этапа.

На первом этапе, на базе эксплуатируемой спутниковой платформы, снабжаемой двумя маршевыми ЭРД КМ-10, создаётся малоразмерный прототип УТМ (далее по тексту — прототип) энерговооружённостью ~15 кВт. С прототипом проводится космический эксперимент, который должен продемонстрировать отработку комплекса инновационных технологий по доставке грузов на окололунную орбиту с помощью ЭРДУ, включающий в себя:

• •    демонстрацию рабочих параметров ЭРД КМ-10 в натурных условиях;

• •    перелёт с околоземной на окололунную орбиту с ДУ малой тяги;

• •    автоматическую стыковку на окололунной орбите прототипа с объектом, имитирующим ПТК или ЛОС;

• •    демонстрацию развёртывания и длительной работы перспективной гибкой СБ.

На втором этапе модифицированием прототипа создаётся УТМ энерговооружённостью ~50 кВт. Модифицирование включает в себя увеличение числа двигателей КМ-10 в маршевой ЭРДУ и замену штатных СБ исходной спутниковой платформы на более мощные гибкие СБ, технологии которых будут апробированы в космическом эксперименте. Целью повышения мощности энергодвигательной системы является возможность применения УТМ для решения широкого спектра задач прикладной и научно-исследовательской направленности [8]. Использование в составе УТМ двигателей КМ-10, способных работать на различных режимах по напряжению и мощности электропитания, обеспечивает возможность гибкого и высокоэффективного его применения в комплексе с разными по грузоподъёмности РН для выполнения различных по энергозатратам транспортных задач, включая и доставку уникальных по массе модулей ПГ (типа НЭМ) с использованием при их транспортировке на целевую орбиту дополнительной мощности их бортовой солнечной энергоустановки.

Ожидается, что при ограничении энерговооружённости УТМ уровнем ~50 кВт не возникнет сложных проблем с наземной отработкой его солнечной энергоустановки и УТМ в целом.

технические решения по прототипу и схеме проведения космического эксперимента на этапе 1.

характеристики используемых средств

На первом этапе в рамках космического эксперимента на полярную орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) выводятся и стыкуются между собой два аппарата: прототип с ЭРДУ (пассивный кооперируемый объект) и межорбитальный буксир на базе ЖРД (активный объект, имитирующий ПТК или ЛОС). Для минимизации технических рисков, времени создания прототипа и стоимости эксперимента используются следующие решения:

• •    прототип создаётся на базе

  эксплуатируемой спутниковой платформы «Экспресс-2000» разработки АО «ИСС им. М.Ф. Решетнева» [9];

• •    межорбитальный буксир с ЖРД (далее по тексту — буксир) создаётся ПАО «РКК «Энергия» на базе РБ ДМ [10];

• •    выведение прототипа и букси-

• ра осуществляется по однопусковой схеме с использованием РН среднего класса «Союз-5»;

• •    прототип выводится буксиром на высокоэллиптическую орбиту (ВЭО) с высотой перигея/апогея Н _π / Н _α = 800/40 000 км и отделяется от буксира;

• •    на целевую ОИСЛ прототип и буксир выводятся раздельно;

• •    демонстрация развёртывания и длительной работы перспективной гибкой СБ производится на примере маломасштабной батареи (мощностью ~2 кВт), введённой в состав буксира для обеспечения его функционирования в период ожидания на ОИСЛ

прилёта прототипа.

В данной статье рассматривается вариант гибкой рулонной СБ технологии ROSA ( Roll-Out Solar Array ) [11]. Для СБ ROSA проведён большой объём экспериментальной отработки, включая её развертывание и работу в космосе — на борту МКС [12]. Гибкие СБ типа ROSA рассматриваются как перспективный вариант батарей для мощных ММБ [13].

Выбор для эксперимента РН «Союз-5» даёт возможность размещения прототипа с панелями СБ под головным обтекателем РН без существенной переделки конструкции платформы «Экспресс-2000». На рис. 4 представлена схема компоновки буксира и прототипа в составе РН «Союз-5».

Схема перелётов на целевую полярную ОИСЛ буксира с ЖРД и прототипа с ЭРДУ в космическом эксперименте приведена на рис. 5.

Прототип с ЭРДУ

Буксир с ЖРД

Верхняя ступень РН

а)

Планарная

Система стыковки

—- Головной обтекатель РН

Силовая конструкция

Агрегатный отсек с системой стыковки

б)

Рис. 4. Схема компоновки прототипа с буксиром: а — в составе РН «Союз-5»; б — при отделении прототипа от буксира на стартовой высокоэллиптической орбите

Рулонная

Рис. 5. Схема перелётов прототипа и буксира на полярную ОИСЛ: 1 — ВЭО; 2 — выход буксира с прототипом на ВЭО; 3 — полярная ОИСЛ; 4 — траектория перелёта буксира с ЖРД; 5 — прототип; 6 — многовитковая траектория перелёта прототипа с ЭРДУ

Схема предусматривает старт РН с космодрома Байконур, отделение её верхней ступени на незамкнутой орбите и довыведение орбитального блока (ОБ), состоящего из буксира и прототипа, на низкую опорную орбиту ( Н = 200 км), осуществляемое первым включением маршевого ЖРД буксира. Дальнейший компланарный переход орбитального блока на ВЭО ( Н _π / Н _α = 800/40 000 км) производится за счёт включений ЖРД буксира в перигее и апогее промежуточных орбитальных витков.

На ВЭО производится отделение прототипа. Буксир за счёт включения маршевого ЖРД в перигее орбиты осуществляет быстрый перелёт к Луне (~4 сут) с проведением, при необходимости, коррекций транслунной траектории. В заданной точке грависферы Луны буксир переходит на целевую полярную ОИСЛ высотой Н = 1 000 км путём подачи «тормозного» импульса маршевым ЖРД.

Прототип, отделившийся от буксира на ВЭО, развёртывает СБ и осуществляет перелёт на ту же целевую ОИСЛ по пространственной многовитковой траектории, реализуемой работой маршевой ЭРДУ. При этом ЭРД КМ-10 действуют в пониженном режиме работы — при мощности электропитания NЭРД = 7,5 кВт, с разрядным напряжением Uр = 500 В и имеют удельный импульс тяги I ≈ 24200 м/с при тяговом КуПД ηт ≈ 0,6. На ОИСЛ производится стыковка прототипа с ранее прибывшим буксиром.

Выбор для прототипа старта с ВЭО (с параметрами Н _π / Н _α = 800/40 000 км) вместо круговой орбиты высотой Н = 400 км, минимально необходимой для раскрытия его СБ, позволяет снизить в 4–5 раз расход ксенона и время работы ЭРДУ, снизить радиационную нагрузку на аппаратуру прототипа за счёт быстрого прохождения зоны радиационных поясов Земли и минимизировать риск столкновения прототипа с «космическим мусором» [14].

Массовая сводка прототипа представлена в табл. 2 в сопоставлении со спутниковой платформой «Экспресс-2000» [9]. В массовой сводке прототипа учтено снижение масс аккумуляторных батарей в системе электропитания (в связи с принятием условия отключений ЭРДУ на «теневых» участках траектории полёта) и бортовой кабельной сети (за счёт применения новых технологий и отсутствия у прототипа полезной нагрузки). Массовая сводка буксира, сформированная с учётом проработки буксира-аналога, выполненной ПАО «РКК «Энергия» [10], представлена в табл. 3 в сопоставлении с базовым вариантом РБ ДМ.

Необходимые запасы топлива буксира и ксенона для ЭРДУ прототипа определялись по потребным наборам характеристической скорости для выполнения транспортных операций. Суммарный набор характеристической скорости буксира с жидкостным ракетным двигателем на перелёт с низкой околоземной орбиты (НОО) на полярную ОИСЛ оценивался с использованием графоаналитических зависимостей из работы [15]. Потребный набор характеристической скорости для перелёта прототипа с ЭРДУ на ту же целевую орбиту определялся с использованием результатов оптимизации перелётов ВЭО – ОИСЛ из работы [14].

Итоговые характеристики прототипа и буксира при перелёте на полярную ОИСЛ высотой Н = 1 000 км, реализуемые при использовании в эксперименте РН «Союз-5», стартующей с космодрома Байконур, представлены в табл. 4.

Таблица 2

массовая сводка прототипа в сопоставлении со спутниковой платформой «экспресс-2000»

Наименование	Масса, кг
	«Экспресс-2000»	Прототип
Бортовой комплекс управления	108	108
Система навигации и управления движением	—	20
Система ориентации и стабилизации	60	60
Система электропитания	632	536
Система коррекции параметров рабочей орбиты	186	—
Система обеспечения теплового режима	219	219
Конструкция	548	548
Бортовая кабельная сеть	154	69
Маршевые ЭРД КМ-10	—	23,6
Система преобразования и управления ЭРДУ	—	75
Система хранения и подачи ксенона в ЭРДУ	—	58,4
Система обеспечения стыковки	—	184
Итого	1 907	1 901

Таблица 3

массовая сводка буксира в сравнении с базовым рб дм

Наименование	Масса, кг
	Базовый РБ ДМ	Буксир
Неизменная доля конечной массы	1 655	1 655
Система управления	253	140
Бортовые системы и кабели	176	200
Система электроснабжения	66	240
Система терморегулирования	50	100
Система обеспечения стыковки	—	780
Конструкторский резерв	—	125
Итого	2 200	3 240

Таблица 4

итоговые характеристики прототипа и буксира

Характеристика Величина Скорость довыведения ОБ на НОО (высотой H = 200 км), м/с 697 Масса ОБ на НОО, кг 17 638 Характеристики прототипа с ЭРДУ Масса прототипа, выведенного на стартовую ВЭО, кг 2 292 Конечная масса прототипа при выходе на ОИСЛ, кг 1 920 Длительность перелёта на ОИСЛ, сут ~150 Расход ксенона при перелёте на ОИСЛ, кг 372 Длительность работы маршевых ЭРД при перелёте, ч 3 385 Характеристики буксира с ЖРД Продолжительность перелёта буксира на ОИСЛ, сут ≤ 5 Суммарный расход топлива из баков буксира, кг 14 987 Масса буксира при стыковке с прототипом на ОИСЛ, кг 4 114 Собственная конечная масса буксира, кг 3 240 Резерв, кг 874 области практического применения транспортных средств и технологий, созданных для космического эксперимента

Из табл. 4 следует, что при осуществлении в космическом эксперименте транспортных операций по доставке (самовыведению) прототипа и буксира на ОИСЛ имеют место резервы как по ресурсу работы электроракетной двигательной установки (более 65%) и СБ (~15 лет) для прототипа, так и по массе (~870 кг) для буксира. Резерв по массе буксира можно рассматривать как попутно доставленный целевой модуль, который в комплексе с пристыкованным в эксперименте прототипом может быть использован как космический аппарат для орбитальных исследований Луны, имеющих самостоятельную ценность, либо как энергодвигательный блок с полезным грузом для построения окололунной инфраструктуры.

Созданные для эксперимента космические средства также могут быть успешно использованы в дальнейшем в различных сценариях космической деятельности. Буксир с ЖРД может применяться как средство для оперативной межорбитальной транспортировки со стыковкой и отстыковкой модулей ПГ в околоземном пространстве, например, при создании и дальнейшем поддержании лунного орбитального центра [10]. В частности, буксир, используемый в комплексе с тяжёлой РН «Ангара-А5», позволяет доставить и пристыковать к станции, расположенной в точке либрации L 1 системы «Земля–Луна», ПГ массой ~4,3 т, а к окололунной станции на полярной орбите высотой 200 км — ПГ массой ~4,0 т. Его применение в качестве второй ступени межорбитальной лунной транспортной системы (в комплексе с кислородноводородными буксиром или РБ) может обеспечить доставку на низкую полярную ОИСЛ высотой 200 км ПГ, включая пилотируемый транспортный корабль и взлётно-посадочные комплексы, массой:

• •    19 т при использовании (по двухпусковой схеме) тяжёлой РН «Ан-гара-А5В»;

• •    27 т при использовании РН сверхтяжёлого класса.

Созданный прототип может эффективно использоваться в задачах, допускающих длительное выведение ПГ на целевые орбиты. В табл. 5 приведены результаты оценки массы модуля ПГ, выводимого на геостационарную орбиту (ГСО), а также длительности его доставки с помощью прототипа и средств выведения среднего класса — двухступенчатой РН «Союз-5» и разгонного блока «Фрегат-МТ» [16]. Оценка дана в сравнении с системой транспортировки традиционного типа (на базе ЖРД), использующей средства выведения тяжелого класса — трёхступенчатую РН «Ангара-А5» и кислородно-водородный разгонный блок КВТК [17]. Сравнение вариантов проведено при условии отсутствия в составе прототипа и разгонного блока КВТК средств орбитальной стыковки.

Таблица 5

характеристики доставки Пг на гСо прототипом с эрду и рб с жрд

Средство доставки ПГ	Прототип с ЭРДУ	РБ КВТК
Используемые средства выведения	РН «Союз-5»+РБ «Фрегат-МТ»	РН «Ангара-А5»
Космодром базирования РН	Байконур	Восточный
Масса ПГ, доставляемого на ГСО, т	6,12*	5,0
Длительность доставки, сут	~715	~0,5

Примечание. * — с учётом массы энергоустановки прототипа с бортовой кабельной сетью (~0,6 т), полезно используемой для электропитания модуля ПГ на целевой орбите.

Из табл. 5 следует, что прототип с ЭРДУ, используемый в комплексе со средствами выведения среднего класса, имеет заметное преимущество (до ~22%) по массе выводимого ПГ перед наиболее эффективным вариантом традиционной системы тяжёлого класса.

Технологии рулонных СБ, апробированные в эксперименте в составе буксира, могут быть использованы для повышения энерговооружённости и эффективности космических аппаратов различного назначения, а в перспективе — для создания транспортноэнергетических модулей и ММБ с ЭРДУ мегаваттного класса.

Необходимо отметить, что ряд отработанных в рамках космического эксперимента инновационных технологий, включая работу ЭРД КМ-10 в натурных условиях, длительный перелёт на окололунную орбиту с ЭРДУ, автоматическую стыковку с орбитальным объектом, а также развёртывание и работу перспективных рулонных СБ малой мощности (~2 кВт), предполагается использовать при создании перспективных транспортных космических средств для исследования околоземного и межпланетного космического пространства.

технические решения этапа 2. эффективность применения утм

На этапе 2 модифицированием прототипа создаётся УТМ. Число двигателей КМ-10 увеличивается с двух до десяти, что может обеспечить значительное (в ~2 раза) резервирование маршевой ЭРДУ по ресурсу работы.

Штатные СБ прототипа (т. е. исходной спутниковой платформы «Экспресс-2000»), имеющие жёсткий каркас, заменяются на более мощные рулонные СБ, технологии которых апробированы в космическом эксперименте. При высокой плотности компоновки рулонных СБ в сложенном состоянии

(более 40 кВт/м3) и меньшей в ~5 раз удельной массе в сравнении с СБ с жёстким каркасом [10]

их применение позволяет увеличить мощность энергоустановки с 15 кВт до 50–60 кВт без существенного изменения массы СБ и занимаемого объёма под головным обтекателем РН.

На рис. 6 представлена схема компоновки УТМ с рулонными СБ под головным обтекателем РН «Ангара-А5» вместе с выводимым ПГ при использовании штатной нижней проставки.

Рис. 6. Схема размещения полезного груза и транспортного модуля на базе ЭРДУ с рулонными СБ под головным обтекателем РН

Использование маршевой ЭРДУ из 10 двигателей КМ-10, способных работать в различных режимах по напряжению и мощности электропитания, позволяет создать транспортный модуль унифицированным, используемым с различными по грузоподъёмности средствами выведения в качестве эффективного средства энергодвигательного обеспечения для решения широкого круга задач.

В частности, УТМ может обеспечить экономичную доставку различных по массе ПГ, достаточных для сборки ЛОС, используя при этом лишь РН тяжёлого («Ангара-А5») и среднего («Союз-5») классов. После доставки и пристыковки к ЛОС модуля ПГ энергоустановка УТМ может быть применена в качестве дополнительного источника электроэнергии мощностью до 50 кВт для потребителей в составе станции. Кроме того, высокоэффективная маршевая ЭРДУ УТМ может использоваться для осуществления коррекций орбиты ЛОС и других маневров в окололунном пространстве вплоть до выполнения станцией межорбитальных переходов.

Оценки энергомассовых характеристик и эффективности применения УТМ в лунной программе проведены в предположении использования в его составе:

• •    рулонных солнечных батарей, обеспечивающих мощность электропитания КМ-10 N _эл ≥ 52 кВт;

• •    апогейной ДУ для самостоятельного выхода УТМ после отделения от РН на стартовую орбиту высотой 400 км.

Рассмотрены следующие варианты задач, характеризующие транспортные возможности унифицированного транспортного модуля:

• •    доставка с космодрома Восточный и пристыковка к ЛОС, расположенной на полярной ОИСЛ высотой 200 км, модулей ПГ массой ~10 т (как предельно большой

ожидаемой величины масс элементов, доставляемых к ЛОС, кроме базового блока);

• •    перевод с орбиты МКС на орбиту ЛОС базового блока — типа российского НЭМ массой 21 т и имеющего энергоустановку мощностью ~50 кВт (как задача доставки уникального по массе модуля ПГ с использованием его бортовой энергоустановки в качестве дополнительного источника электропитания ЭРДУ УТМ).

Энергетические затраты и продолжительность перелётов к ЛОС определялись с использованием результатов оптимизации траекторий перелёта из работы [14]. Массовые и стоимостные характеристики УТМ определялись поэлементным расчётом с использованием удельных показателей, полученных статистической обработкой данных по отечественным и зарубежным проектам-аналогам. Стоимостные параметры рассчитаны в ценах 2020 года.

Энергомассовые и стоимостные характеристики вариантов доставки полезных грузов к окололунной станции с помощью УТМ представлены в табл. 6.

Таблица 6

характеристики доставки Пг к лоС с помощью утм

Транспортная задача	Доставка ПГ к ЛОС	Перевод ПГ типа НЭМ от МКС к ЛОС
Мощность электропитания двигателей КМ-10, кВт:	52,0	103,8
– от СБ УТМ	52,0	52,0
– от СБ модуля полезного груза	―	51,8 (НЭМ)
Напряжение электропитания КМ-10, В	300	500
Удельный импульс тяги КМ-10, м/с	19 100	25 500
Используемая ракета-носитель	«Ангара-А5»	«Союз-5»
Число пусков РН	1	1
Длительность перелёта к ЛОС, год	1,79	1,79
Расход ксенона на перелёт, т	8,43	10,37
«Сухая» масса УТМ, т, в т. ч.	4,41	4,91
– масса солнечной энергоустановки с бортовой кабельной сетью	1,29	1,34
Масса ПГ, пристыкованного к ЛОС, т	10,86/12,15	21,76/23,1
Стоимость солнечной энегоустановки УТМ, млрд руб.	3,33
Стоимость пуска РН, млрд руб.	4,90	3,40
Стоимость доставки ПГ к ЛОС, млрд руб.	10,56/7,23	9,37/6,04
Удельная стоимость доставки ПГ к ЛОС, тыс. руб./кг	972/595	431/262

Значения показателей эффективности — массы ПГ, стоимости и удельной стоимости доставки ПГ к ЛОС, приведённые над дробью, отвечают вариантам использования УТМ для выполнения только транспортной задачи. Под дробью даны значения показателей эффективности для вариантов комбинированного применения УТМ, выполняющего задачи средства доставки ПГ к ЛОС (транспортная задача) и дополнительного источника электроэнергии мощностью до 50 кВт для потребителей в составе станции (энергетическая задача). В вариантах комбинированного применения УТМ масса его энергоустановки условно включалась в массу доставляемого ПГ, а её стоимость исключалась из стоимости средств доставки.

Оценка характеристик вариантов доставки ПГ к ЛОС с помощью двухступенчатых СМТ традиционного типа — буксиров (МБ-КВ) или разгонных блоков (КВРБ) на базе кислородноводородных ЖРД в качестве первых ступеней, а также буксира типа РБ ДМ (МБ-ДМ) на базе кислороднокеросинового ЖРД (в качестве вторых ступеней) — приведены в табл. 7.

Из приведённых в табл. 6 и 7 оценок следует, что при высокой стоимости солнечной энергоустановки (ССЭУ = 3,33 млрд руб.) более эффективным является комбинированное использование УТМ как транспортного средства (по доставке на целевую орбиту модуля ПГ) и как источника электро- базе ЖРД потребуется не менее двух пусков РН «Ангара-А5» со стыковкой межорбитального комплекса на опорной околоземной орбите. Таким образом, применение УТМ упрощает схему выполнения задачи, обеспечивая при этом выигрыш в удельной стоимости его доставки в ~1,9 раза. В варианте выполнения только транспортной задачи масса модуля ПГ, доставляемого на ОИСЛ с помощью УТМ (без учёта в ПГ массы его энергоустановки), снижается до 10,9 т, а выигрыш в удельной стоимости его выведения — до ~15%.

Тот же УТМ, но при режиме работы ЭРД КМ-10 с номинальной мощностью электропитания (10,4 кВт при напряжении U _р = 500 В), может обеспечить аналогичную по длительности доставку с орбиты МКС и стыковку с ЛОС модуля ПГ типа российского НЭМ. При этом реализуется возможность двукратного увеличения электрической мощности модуля ПГ в составе ЛОС за счёт использования энергоустановки унифицированного транспортного модуля. В отличие от традиционного решения данной транспортной задачи, требующего использования дорогих средств доставки сверхтяжёлого класса — РН СТК и двухступенчатого межорбитального буксира на базе ЖРД, в варианте применения УТМ потребуется лишь один пуск ракеты-носителя среднего класса «Союз-5» для доставки УТМ с запасом ксенона на орбиту МКС.

энергии для доставленного модуля ПГ и других потребителей в составе ЛОС.

В частности, УТМ с ЭРД КМ-10, работающими в режиме пониженной мощности (5,2 кВт при разрядном напряжении U _р = 300 В), в комплексе с РН «Ангара-А5» одним пуском может доставить к ЛОС за время ≤1,8 года ПГ массой до 12,15 т с учётом массы его энергоустановки. Для доставки близкого по массе ПГ ( m _ПГ = 11,2 т) традиционными средствами на

Таблица 7

характеристики доставки Пг к лоС с помощью Смт на базе жрд

Транспортная задача	Доставка ПГ к ЛОС	Перевод ПГ типа НЭМ от МКС к ЛОС
Используемая РН	«Ангара-А5»	РН СТК
Число пусков РН	2	1
Средство межорбитальной транспортировки	Двухступенчатый буксир: МБ-КВ (I ст.) МБ-ДМ (II ст.)	Двухступенчатый буксир: КВРБ (I ст.) МБ-ДМ (II ст.)
Масса ПГ, доставляемого к ЛОС, т	11,2	21,0
Стоимость доставки ПГ к ЛОС, млрд руб.	12,61	17,64
Удельная стоимость доставки ПГ, тыс. руб./кг	1 125	840

Соответственно, применение УТМ в данном варианте приводит к снижению удельной стоимости доставки ПГ в 3,2 раза по сравнению с буксиром на базе ЖРД. В варианте же выполнения УТМ только транспортной задачи (без последующего полезного использования его энергоустановки в составе ЛОС) выигрыш в удельной стоимости выведения ПГ снизится до ~1,9 раза.

В заключение следует отметить, что возможность ускоренного создания УТМ на базе ЭРД КМ-10 определяется следующими основными положениями концепции:

• •    разработка УТМ на базе уже созданного космического средства — эксплуатируемой спутниковой платформы «Экспресс-2000»;

• •    создание УТМ в два этапа при минимальном числе подсистем, заменяемых или модернизируемых на каждом этапе;

• •    осуществление отработки и демонстрации основных технологий транспортировки ПГ с помощью ЭРДУ с использованием малоразмерного прототипа (мощностью 15 кВт), создаваемого на первом этапе;

• •    конструктивное, функциональное и размерное сходство прототипа по основным подсистемам с исходной спутниковой платформой «Экспресс-2000»;

• •    ограничение мощности УТМ уровнем ~50 кВт, определяющим возможности:

  – замены на втором этапе штатной СБ платформы на более мощную рулонную СБ без увеличения объёма СБ и коренной переделки конструкции прототипа;

  – отработки солнечной энергоустановки УТМ на существующей технологической базе, в короткие сроки, с минимальным техническим риском и затратами;

• •    высокая степень отработки ЭРД КМ-10 с показом устойчивого и эффективного функционирования двигателя в широком диапазоне рабочих параметров.

Критическими, в плане важности и степени готовности, являются технологии рулонных СБ, применение которых определяет возможность увеличения энерговооружённости исходной платформы с ~15 до ~50 кВт без коренной переделки её конструктивнокомпоновочной схемы.

При неготовности технологий рулонных СБ типа ROSA возможен вариант создания УТМ с СБ современных технологий, имеющими, в частности, жёсткие панели из углепластика с сотовым заполнением и арсенид-галлиевыми фотоэлектрическими преобразователями. При использовании в качестве конструктивнокомпоновочного прототипа негерметичного отсека российского модуля НЭМ, УТМ с такими СБ площадью ~200 м² и установленной мощностью 54 кВт [18] будет иметь габариты в сложенном состоянии D х L = 3,7x6,0 м, что даёт возможность его размещения в головных обтекателях РН тяжёлого («Ангара-А5») и среднего («Союз-5») классов. Предварительные оценки показывают, что такой транспортный модуль энерговооружённостью ~50 кВт имеет показатели эффективности, близкие с УТМ на базе рулонных СБ, при условии полезного использования его энергоустановки для последующего электропитания создаваемого на целевой орбите комплекса.

выводы

Представлена концепция ускоренного создания УТМ с солнечной ЭРДУ мощностью ~50 кВт на базе холловского двигателя КМ-10, способного работать на различных режимах по напряжению и мощности электропитания. На первом этапе, на базе спутниковой платформы «Экспресс-2000», снабжённой двумя ЭРД КМ-10, создаётся малоразмерный действующий прототип транспортного модуля энерговооружённостью ~15 кВт для проведения космического эксперимента. В эксперименте демонстрируется ряд инновационных технологий, включая работу ЭРД КМ-10 в натурных условиях, перелёт на окололунную орбиту с ЭРДУ, автоматическую стыковку с орбитальным объектом, а также развёртывание и работу перспективных рулонных СБ малой мощности (~2 кВт).

Последующей заменой в прототипе штатных СБ на более мощные рулонные СБ и увеличением в ЭРДУ числа КМ-10 до десяти создаётся унифицированный транспортный модуль энерговооружённостью ~50 кВт для применения с различными по грузоподъёмности средствами выведения и решения различных по энергозатратам задач. Наиболее эффективно его комбинированное применение, когда после выполнения транспортной задачи его солнечная энергоустановка полезно используется на целевой орбите для последующего электропитания потребителей в составе создаваемого орбитального комплекса.

В частности, УТМ в комплексе с тяжёлой РН «Ангара-А5» может обеспечить доставку и пристыковку к ЛОС ПГ массой до ~12 т (за время ~1,8 года) при снижении удельной стоимости их доставки в ~1,9 раза по сравнению с буксирами на базе ЖРД. Аналогичный по длительности перевод от МКС к ЛОС модуля ПГ типа российского НЭМ и дополнительного груза с суммарной массой до ~23 т, осуществляемый УТМ при дополнительном электропитании его маршевой ЭРДУ от солнечных батарей ПГ, может быть осуществлён с использованием РН среднего класса «Союз-5». При этом можно ожидать снижения удельной стоимости выполнения задачи в ~3 раза по сравнению с использованием традиционных средств доставки — РН сверхтяжёлого класса и двухступенчатого межорбитального буксира на базе ЖРД.