Проект экономически эффективной системы средств выведения среднего и тяжелого классов для запусков элементов перспективной пилотируемой транспортной системы с космодрома «Восточный»

Основной целью исследований, проведенных РКК «Энергия», был проектный поиск альтернативного варианта проекта ракеты-носителя (РН) среднего класса повышенной грузоподъемности, разрабатываемого в рамках опытно-конструкторских работ по «Русь-М» [1] для космодрома «Восточный». К РН среднего класса повышенной грузоподъемности были предъявлены следующие основные требования [1]:

• •    РН должна использоваться для выведения пилотируемых транспортных кораблей (ПТК), грузовых кораблей и орбитальных модулей, автоматических космических аппаратов (КА) с применением, при необходимости, разгонных блоков (РБ);

• •    энергетические возможности РН должны обеспечивать выведение:

• —    ПТК массой не менее 14 т на орбиту с перигеем 135 км и апогеем 440 км (при выполнении всех дополнительных требований, предъявляемых к выведению пилотируемых объектов);

• —    крупногабаритных полезных грузов (ПГ) массой не менее 20 т на круговую орбиту высотой 200 км;

• —    автоматических КА массой до 7,0 т на геопереходную орбиту с недобором характеристической скорости до 1 500 м/с;

• —    автоматических КА массой до 4,0 т на геостационарную орбиту (ГСО);

• •    выведение полезных нагрузок должно осуществляться на опорные орбиты с базовыми наклонениями 51,7 ° ; 63 ° ; 72 ° ; 83 ° ; 98 ° ;

• •    максимальная продольная перегрузка на участке выведения не должна превышать 4 g ;

• •    возможность формирования «пологих» траекторий и маневров приведения, обеспечивающих приемлемые перегрузки (не более 12 g ) и районы посадки возвращаемого аппарата в случае нештатных ситуаций на участке выведения;

• •    использование экологически безопасных компонентов топлива;

• •    сохранение управляемости РН и ее увод от стартового комплекса (СК) при отказе двигателя первой ступени на начальном участке полета;

• •    использование ракетных блоков, образующих первую ступень, в качестве основы для создания РН тяжелого класса (масса выводимого ПГ на низкую околоземную орбиту не менее 50 т) и РН сверхтяжелого класса (масса ПГ на опорной орбите более 100 т);

• •    исключение ручных операций при подготовке к пуску ракеты космического

назначения (РКН) с момента заправки, за исключением технологических операций, предусматривающих посадку (эвакуацию) экипажа;

• •    максимальная подготовка ракетных блоков на заводах-изготовителях с целью минимизации операций по обслуживанию на техническом комплексе (ТК) и СК;

• •    транспортировка ракетных блоков с завода-изготовителя на ТК космодрома должна осуществляться железно-дорожным или авиационным транспортом;

• •    разработка РН с использованием передового научно-технического и технологического заделов, возможностей производственной и экспериментальной баз ракетно-космической промышленности, с учетом достижений в областях материаловедения, электроники, нанотехнологий.

Альтернативный вариант должен отвечать основным требованиям технического задания на эскизное проектирование и в то же время позволять:

• •    существенно упростить конструкцию первой ступени, снизить стоимость изготовления и пуска РН;

• •    значительно повысить безопасность эксплуатации СК при аварии РН на начальном участке полета в случае отказа двигателя первой ступени;

• •    снизить затраты на создание ТК и СК на космодроме «Восточный»;

• •    сократить сроки отработки, в частности, приступить к летным испытаниям ПТК с космодрома Байконур, используя наземную инфраструктуру, созданную для РН «Зенит»;

• •    обеспечить пуски по программам «Морской старт» и «Наземный старт», используя РН российского производства.

Состав и основные принципы, закладываемые в конструкцию перспективной системы средств выведения

В состав системы средств выведения, проработанной РКК «Энергия» и получившей рабочее название «Энергия-К», входят:

• •    двухступенчатая РН среднего класса («Энергия-КБ») для запусков с использованием наземной инфраструктуры РН «Зенит» на космодроме Байконур, которая также может быть использована без твердотопливных ускорителей в составе комплекса «Морской старт»;

• •    двухступенчатая РН среднего класса повышенной грузоподъемности («Энергия-КВ») для запусков с космодрома «Восточный».

Оба варианта РН выполнены по тандемной схеме с одинаковыми первыми ступенями на основе одного маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) РД-171М [2].

При этом для обеспечения аварийного увода РН от СК в случае отказа маршевого двигателя на начальном участке полета могут использоваться твердотопливные ускорители (ТТУ).

В качестве второй ступени РН «Энергия-КБ» используется кислородно-керосиновый блок на базе существующих маршевых двигателей для верхних ступеней РД-120, РД-0124 [3].

Вторая ступень РН «Энергия-КВ» представляет собой кислородно-водородный блок с двигательной установкой на основе четырех двигателей РД-0146 [3].

Общая компоновка РН «Энергия-КВ» и «Энергия-КБ» показана на рис. 1.

Основными принципами, закладываемыми в конструкцию РН, являются:

• •    использование и дальнейшее развитие научно-технического задела, созданного при разработке РН «Энергия» и «Зенит»;

• •    максимально возможное сближение по габаритам, геометрии и интерфейсам с комплексом наземного оборудования штатной РН «Зенит» (в т. ч. полная идентичность по интерфейсам хвостового отсека первой ступени);

• •    максимально возможная простота конструкции, конструкционно-технологическая унификация корпусов первой и второй ступеней;

• •    минимальное количество топливных баков, сухих отсеков, ракетных блоков, маршевых двигателей, бортовых разъемных соединений РН с наземным оборудованием;

• •    транспортировка полностью собранных блоков первой и второй ступеней во внутреннем грузовом отсеке транспортного самолета АН-124.

  

  а)

  Рис. 1. Общая компоновка РН «Энергия-КВ» и Энергия-КБ»: а — РН «Энергия-КВ» для космодрома «Восточный»; б — РН «Энергия-КБ» для космодрома Байконур

  Примечание: КГЧ — космическая головная часть.

  
  
  

  б)

  
  

Основные характеристики рассматриваемых типов РН приведены в табл. 1.

Таблица 1

Основные характеристики РН «Энергия-КБ» и РН «Энергия-КВ»

Наименование	РН «Энергия-КБ»	РН «Энергия-КВ»
Космодром	Байконур	«Восточный»
Стартовая масса РКН (при выведении ПТК), т	560	516
Масса КГЧ с ПТК (на старте), т, в том числе: – ракетный блок аварийного спасения (РБАС) – обтекатель двигательного отсека – переходный отсек	19,5       21,5 5,1 0,64 0,26
Масса ПТК, выводимого на орбиту с параметрами перигей/апогей 135/440 км и наклонением 51,6 °, т	13,5	15,5
Масса ПГ, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6 °, т	14,5	20,0
Масса КА, выводимого на ГСО, т: – с РБ типа ДМ – с кислородно-водородным разгонным блоком (КВРБ)	2,0 —	3,0 4,0
Масса КА, выводимого на переходную к геостационарной орбиту с недобором скорости 1 500 м/с, т: – с РБ типа ДМ – с КВРБ	4,4 —	5,5 7,0
Рабочий запас топлива, т: – в ТТУ – в блоке первой ступени (жидкий кислород + керосин) – в блоке второй ступени	11,65 ⋅ 4 = 46,6 356,0 81,5 (жидкий кислород и керосин)	11,65 ⋅ 4 = 46,6 356,0 37,8 (жидкие кислород и водород)
Масса достартового расхода топлива из блока второй ступени до момента разделения ступеней, т	0,2	0,17
Конечная масса, т: – ТТУ – блока первой ступени – блока второй ступени	2,7 ⋅ 4 = 10,8 36,2 9,46	2,7 ⋅ 4 = 10,8 36,2 7,7
Двигатель блока первой ступени	1 двигатель РД-171М
Двигатели блока второй ступени	1 двигатель РД-120 и 1 двигатель РД-0110Р	4 двигателя РД-0146

Основные параметры — сбалансированность энергомассовых характеристик и экономическая эффективность РН, в сравнении с аналогичными показателями базового варианта РН, разработанного в рамках ОКР «Русь-М», и РН «Ангара-5.2», разрабатываемой ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, приведены в табл. 2.

Таблица 2

Сравнение энергомассовых характеристик

РН «Энергия-КВ», «Русь-М» и РН «Ангара-5.2»

Наименование характеристик	«Энергия-КВ»	«Русь-М»	«Ангара-5.2»
Стартовая масса РН, т	516	679	714
Масса ПГ на опорной орбите, т	20	23,2	18,2
Относительная масса ПГ, %	3,9	3,4	2,5
Удельная стоимость выведения ПГ, руб/кг	100 · 103	125·103	148⋅103

Из данных, приведенных в табл. 2, видно, что проект РН «Энергия-КВ» обладает наилучшими энергомассовыми и технико-экономическими показателями по сравнению со всеми перспективными разработками отечественных средств выведения.

Обеспечение безопасности стартового комплекса при аварии первой ступени ракеты-носителя

В соответствии с концепцией, принятой для создания РН нового поколения, с целью сохранения СК выдвигается требование о необходимости увода аварийной РН от СК при отказе и выключении маршевого двигателя на начальном участке полета.

В конструкциях тяжелых РН с полностью жидкостными первыми ступенями эта задача традиционно решалась с помощью многодвигательной установки первой ступени РКН, при этом начальная перегрузка nХ выбиралась, исходя из условия:

nХ ( N – 1) = 1,05…1,09, (1)

где nХ ( N – 1) — начальная перегрузка первой ступени РКН при одном отключенном маршевом двигателе; N — количество маршевых двигателей.

На рис. 2 приведена диаграмма, показывающая зависимость начальной перегрузки nХ первой ступени РН (при штатном полете) от числа маршевых двигателей при выполнении условия (1).

Рис. 2. Зависимость начальной перегрузки первой ступени РН при штатном полете от числа маршевых двигателей: - nX(N -1) = 1,05; - nX(N -1) = 1,09

Очевидно, что для решения задачи аварийного увода РКН от СК при одном отказавшем двигателе их общее число в составе двигательной установки (ДУ) первой ступени должно быть N ≥ 3. В то же время увеличение количества двигателей в составе ступени ведет к увеличению стоимости и снижению общей надежности ДУ. На рис. 3 приведены диаграммы изменения стоимости ДУ первой ступени РН типа «Зенит» для различных вариантов маршевых двигателей (РД-171М, РД-180 и РД-191) без учета и с учетом резервирования для обеспечения аварийного увода РКН при отказе одного двигателя.

Из представленных данных следует, что обеспечение аварийного увода РН среднего класса (со стартовой массой М ₀ = 500…600 т) за счет использования многодвигательной ДУ на основе ЖРД с необходимым резервированием ведет к увеличению стоимости ДУ первой ступени более чем в два раза по сравнению с вариантом с одним двигателем.

Рассматриваемые типы РН имеют в составе первой ступени только один маршевый двигатель РД-171М, поэтому в случае его отказа и выключения для сохранения сооружений СК предусматривается применение ТТУ, которые могут при выключенном маршевом двигателе обеспечить увод и падение РН на безопасном для СК расстоянии.

С целью предотвращения отказов маршевого двигателя, сопровождающихся его взрывом, в состав РН включены средства аварийной защиты (САЗ). Эти средства предназначены для своевременного определения неисправностей двигателя и, при необходимости, выдачи команды на его выключение до аварийного разрушения. Современные САЗ должны обеспечить охват до 90% возможных видов отказов ЖРД.

Рис. 3. Относительные стоимости вариантов ДУ первой ступени РН среднего класса: а — без учета обеспечения увода РН от СК при отказе одного двигателя: 1 — один РД-171 (РН «Зенит-2»); 2 — два РД-180 (гипотетическая РН); 3 — четыре РД-191 (гипотетическая РН); б — с учетом обеспечения увода: 1 — один РД-171 (РН «Зенит-2»), увод РН не обеспечивается; 2 — два РД-171 (гипотетическая РН); 3 — три РД-180 (базовый вариант РН по ОКР «Русь-М»); 4 — пять РД-191 (РН «Ангара-5.2»)

Если САЗ все же не обеспечит безаварийное выключение двигателя, то его взрыв может привести к локальным разрушениям конструкции хвостового отсека, трубопроводов, днища бака горючего первой ступени и, в конечном итоге, к возникновению пожара. В этой ситуации ТТУ, расположенные вне зоны разлета осколков, останутся в работоспособном состоянии и позволят увести РН от старта, снизить или исключить повреждение соору- жений СК даже в случае не парируемого САЗ отказа маршевого двигателя первой ступени.

Дополнительные конструкционные меры (усиленный «вафельный» фон на днище бака горючего, установка противоосколочной защиты и т.п.) также могут уменьшить последствия механического и термического воздействия на конструкцию РН в случае разрушения ЖРД.

Поражающими факторами аварийного взрыва РН в результате ее падения являются воздушная ударная волна и тепловой поток от огненного шара, который образуется в результате горения топлива после взрыва. Основным поражающим фактором аварийного взрыва РН является избыточное давление во фронте воздушной ударной волны. Для определения его величины используется оценка тротилового эквивалента мощности взрыва РН на основе эмпирических соотношений, полученных согласно следующим предпосылкам:

• •    при ударе о преграду конструкция РН разрушается последовательно, начиная от точки контакта с этой преградой;

• •    во взрывной реакции участвует только та часть компонентов топлива, которая успеет перемешаться за время задержки их самовоспламенения при возникновении условий, приводящих к смешению паров компонентов топлива.

Мощность взрыва РН зависит от количества образующейся взрывной смеси, физикохимических свойств компонентов топлива и эффективности использования энергии взрыва в ударной волне.

Предварительная оценка максимальной мощности взрыва рассматриваемых типов РН проведена в соответствии с военным стандартом США [4]. Согласно результатам расчетов, максимально возможная мощность взрыва для рассматриваемых вариантов РН при аварии вблизи СК определяется запасом топлива на первой ступени и составляет в тротиловом эквиваленте не более 76,6 т.

На рис. 4 приведен график зависимости величины перепада избыточного давления во фронте ударной волны от расстояния до точки падения и взрыва РН при массе тротилового эквивалента 76,6 т.

В рамках принятых проектных решений при аварийном выключении маршевого двигателя первой ступени ТТУ могут увести РН на расстояние 500 м от СК. Как следует из рис. 4, при падении и взрыве РН на этом расстоянии избыточное давление во фронте ударной волны, воздействующей на сооружения СК, может достигать ~0,11 кг/см2. Такой уровень избыточного давления не должен оказать заметного влияния на сооружения СК.

Расстояние от точки падения РН до пускового устройства, м

Рис. 4. Зависимость величины перепада избыточного давления во фронте ударной волны от расстояния от точки падения до пускового устройства при массе тротилового эквивалента 76,6 т

Обеспечение безопасности экипажа при аварии второй ступени ракеты-носителя

Особенностью трассы полета РН при пусках с космодрома «Восточный» с наклоне-ни ем опорной орбиты 51,7 ° (основной для запусков ПТК) является то, что весь участок от района падения блока первой ступени находится в акватории Охотского моря и Тихого океана (рис. 5).

В случае возникновения аварии на второй ступени РН (произвольный момент времени полета) и проведения аварийного отделения возвращаемого аппарата (ВА) с экипажем его посадка может произойти в любой точке этого участка. Поскольку дальность морского участка трассы составляет ~7 000 км, организация и проведение поисково-спасательных работ сопряжены с большими сложностями.

Для решения этой проблемы ДУ второй ступени создается на основе четырех кислородно-водородных ЖРД РД-0146, выполненных по «безгенераторной» схеме, что обеспечивает в случае их отказа аварийное выключение без разрушения конструкции двигателя. При этом вторая ступень РН при отказе одного из двигателей должна осуществлять с помощью трех оставшихся ЖРД нештатное выведение корабля на одновитковую траекторию (при наличии достаточной энергетики) или маневр приведения, обеспечивающий посадку ВА в одном из заранее выбранных районов, в котором должны быть сосредоточены средства спасения экипажа.

а)

Долгота, °

180 -160 -140 -120 -100 -80 -60 -40 -20   0   20 40 60 80 100 120 140 160 180

б)

Рис. 5. Трассы полета ракеты-носителя с космодрома «Восточный» и районы ее возможного падения: а —карта падения 1-й ступени РН; р.п. 1 ст. — район падения 1-й ступени; б — карта падения 2-й ступени РН; 2 и 2 ст. — районы падения 2-й ступени РН Примечание: i — наклонение орбиты.