Сверхтяжёлая ракета-носитель
Содержание:
О надежности будущих сверхтяжелых ракет
Российский проект СТК выглядит перспективным с точки зрения заявленных характеристик и их технической обоснованности. Но суть требований российского минфина состоит в том, что нам нужна не пара тестовых запусков и кульминационный «флаговтык», совершенно бесполезный с экономической точки зрения
Требуется систематическое использование сверхтяжелой ракеты для освоения Луны, а в этом масштабном деле важное значение имеет вопрос надежности техники
Чтобы читатели Автомалиновки (и будущие участники автомобилизации Луны) сориентировались в вопросе надежности, мы приводим оценку вероятности безаварийной работы (ВБР) различных вариантов тяжелых и сверхтяжелых ракет, выполненную по методике МЭК 61078:2006 «Структурная схема надежности».
Исходные данные для расчета ВБР
| ВБР РД-191 | P191 =0.99 | оценочно |
| ВБР РД-180 | P180 =0.989 | статистически |
| ВБР РД-170/171 | P171 =0.978 | статистически |
| ВБР РД-0124 | P0124=0.984 | статистически |
| ВБР водородной ДУ | Pвду=0.995 | оценочно |
| ВБР ступени (топливная система и рулевой привод) | Pст=0.999 | оценочно |
| ВБР разделения ступеней | Pрс=0.9995 | оценочно |
| ВБР системы управления РН | Pсу=0.995 | оценочно |
| ВБР сброса ГО | Pго=0.9976 | статистически |
В своих оценках мы пытаемся спрогнозировать реальную будущую надежность выведения на низкую орбиту, в отличие от расчетной надежности, которая применяется для обоснования проекта. Поэтому везде, где только возможно, мы пользуемся доступными в сети открытыми статистическими данными. Параметры Pст, Pрс, Pсу и Pго взяты из книги В.Е.Нестерова «Космический ракетный комплекс Ангара. История создания».
Расчет ВБР
Расчет ВБР проводится для доставки космической головной части (КГЧ) на низкую околоземную орбиту. В лунном перелете эта орбита играет роль опорной — с нее с помощью входящего в состав КГЧ разгонного блока проводится отправка груза на отлетную траекторию к Луне.
| РН | ПН | число ракетных блоков по ступеням | расчет ВБР | ВБР | |||
| 1 | 2 | 3 | 4 | ||||
| Энергия | 90 | 4 | 1 | — | — | (P171Pст)4PвдуPстPрсPсуPго | =90% |
| Ангара-А5 | 22 | 4 | 1 | 1 | — | (P191Pст)5P0124PстPрс2PсуPго | =92% |
| Ангара-A5 x2 | 40 | 4 | 1 | 1 | — | (P191Pст)4P191P0124Pст2Pрс2PсуPго | =92% |
| Ангара-A5 x4 | 75 | 4 | 1 | 1 | — | (P171Pст)4P180P0124Pст2Pрс2PсуPго | =87% |
| Союз-5 Иртыш | 17 | 1 | 1 | — | — | P171PстP0124PстPрсPсуPго | =95% |
| СТК-50 | 50 | 2 | 1 | 1 | — | (P171Pст)3P0124PстPрс2PсуPго | =91% |
| Енисей | 103 | 4 | 2 | 1 | — | (P171Pст)6P180PстPрс2PсуPго | =84% |
| Дон | 140 | 4 | 2 | 1 | 1 | (P171Pст)6P180PвдуPст2Pрс3PсуPго | =83% |
Что касается ВБР перелета с низкой околоземной орбиты на окололунную орбиту, то она оценивается по аналогии с доставкой спутников на высокую геостационарную орбиту (ГСО) и по доступной статиcтике запусков составляет величину около 95%.
Нет сомнений в том, что любая из перечисленных ракет-носителей может быть создана и успешно испытана. Сейчас не те времена, когда ракеты взрывались одна за другой вскоре после старта. Упор должен делаться на то, чтобы сократить аварии при многочисленных полетах в ходе освоения нашего естественного спутника. А здесь надежность получается неудовлетворительной, особенно для ракет сверхтяжелого класса с полезной нагрузкой около 100 тонн и более. Для них интегральная надежность выведения на ОИСЛ оказывается совсем невысокой — для самых тяжелых ракет менее 80% (с учетом 95% ВБР перелета). Т.е. каждая пятая экспедиция «Енисея» на окололунную орбиту может завершиться неудачно. Поэтому требуется проработка вопросов надежности уже на ранних этапах проектирования российской сверхтяжелой ракеты — но вместо этого пока ставится цель достижения максимальной грузоподъемности. В то время как цели изучения Луны могут быть достигнуты с помощью более надежных и дешевых РН 50-тонного класса.
Какое топливо используется в ракете
При выборе типа ракетного топлива больше всего всего внимания уделяется особенностям использования ракеты и тому, каким двигателем ее планируется оснастить. Грубо можно сказать, что все типы топлива делятся в основном по форме выпуска, удельной температуре сгорания и КПД. Среди основных типов двигателей выделяется твердотопливные, жидкостные, комбинированные и прямоточные воздушно-реактивные.
В качестве самого простого твердого топлива можно привести в пример порох, которым заправляются фейерверки. При сгорании он выделяет не очень большое количество энергии, но его достаточно для вывода на высоту нескольких десятков метров красочного заряда. В начале статьи я говорил о китайских стрелах XI века. Они являются еще одним примером твердотопливных ракет.
В некотором роде порох тоже можно назвать топливом твердотопливной ракеты.
Для боевых ракет твердое топливо производится по иной технологии. Обычно им является алюминиевый порошок. Главным плюсом таких ракет является легкость их хранения и возможность работы с ними, когда они заправлены. Кроме этого, такое топливо стоит относительно недорого.
Минусом твердотопливных двигателей является слабый потенциал отклонения вектора тяги. Поэтому для управления в таких ракетах часто используются дополнительные небольшие двигатели на жидком углеводородном топливе. Такая гибридная связка позволяет более полно использовать потенциал каждого источника энергии.
Использование именно комбинированных систем хорошо тем, что позволяет уйти от сложной системы заправки ракеты непосредственно перед запуском и необходимости откачки большого количества топлива в случае его отмены.
Отдельно стоит отметить даже не криогенный двигатель (заправляется сжиженными газами при очень низкой температуре) и не атомный, про который много говорят в последнее время, а прямоточный воздушно-реактивный. Такая система работает за счет создания давления воздуха в двигателе при движении ракеты на большой скорости. В самом двигателе производится впрыск топлива в камеру сгорания и смесь поджигается, создавая давление больше, чем на входе. Такие ракеты способны летать со скоростью, которая в несколько раз превышает скорость звука, но для запуска двигателя нужно давление, которое создается на скорости чуть выше одной скорости звука. Именно поэтому для запуска должны быть использованы вспомогательные средства.
Сравнительная таблица
| Ракета-носитель | Конфигурация | Нагрузка на НОО | Первый полёт | Первый полёт с ПН >50 т | Эксплуатация | Повторное использование |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Сатурн-5 | Аполлон | 141 тонна | 1967 | 1967 | Закончена | Нет |
| Н-1 | Н1-Л3 | 91 тонн | 1969 | 1969 | Закончена | Нет |
| Space Shuttle | 122,5 тонн | 1981 | 1981 | Закончена | Частичное | |
| Энергия | Буран | 105 тонн | 1987 | 1987 | Закончена | Частичное(предполагалось в перспективе} |
| Falcon Heavy | Расходуемая (0/3) | 63,8 тонн | 2018 | — | Не подтверждено | Нет |
| Частично возвращаемая (2/3) | ~57 тонн | — | — | Не подтверждено | Частичное | |
| SLS | Блок 1 | 70 тонн | 2020 (план) | — | В разработке | Нет |
| Блок 1A/1B | 105 тонн | 2022 (план) | — | В разработке | Нет | |
| Блок 2 | 130 тонн | 2029 (план) | — | В разработке | Нет | |
| BFR | Повторно используемая | 150 тонн | 2022 (план) | — | В разработке | Полное |
| Расходуемая | 250 тонн | — | — | В разработке | Частичное | |
| Чанчжэн-9 | 2-ступенчатая | 140 тонн | 2028 (план) | — | В разработке | Нет |
| Енисей | Отработочный вариант СТК | 50 тонн | 2028 (план) | — | В разработке | Нет |
| СТК первого этапа | 88 тонн | 2029 (план) | — | В разработке | Нет | |
| СТК второго этапа | 115 тонн | до 2035 (план) | — | В разработке | Нет |
Примечания к таблице:
- ↑ Включая массу, не возращаемую с орбиты
- Ступени не возращаются, обтекатель может быть спущен на парашюте на платформу
- ↑ Не летал в данной конфигурации; летал только в конфигурации с попыткой вернуть все три ускорителя
- Два боковых ускорителя возращают на плавучую платформу, обтекатель может быть спущен на парашюте на платформу
- Ускорители приземляются, корабль способен вернуться без дозаправки
- Ускорители теряются, корабль не способен вернуться без дозаправки
Не догоню, так согреюсь!
Наличие планов создания суперракеты вовсе не означает, что она в самом деле будет создана. Основная проблема сверхтяжелых ракет — это их нацеленность на выполнение некоей сверхзадачи, после которой они оказываются невостребованными и ненужными. Прекращение производства ракеты означает постепенную утрату компетенций по ее созданию и полную или частичную утрату технологий — так что уже через 1-2 поколения после завершения проекта сверхтяжелая ракета уже не может быть произведена вновь.
Чтобы не тратить огромные средства понапрасну, РН «Енисей» может запускаться в сокращенных вариантах, т.е. в виде триблока СТК-50 с расчетной ПН около 50 тонн (без четырех блоков первой ступени) и моноблока Союз-5 с расчетной ПН 17 тонн. Сокращенные варианты используют РД-171МВ на нижних ступенях и керосиновую верхнюю ступень с высотным РД-0124МС, о которой мы уже упоминали в разделе про модернизацию «Ангары».
Эскиз двухступенчатой ракеты-носителя Союз-5 («Иртыш») с космическим кораблем «Федерация»
Значение усеченных вариантов КРК СТК состоит в том, что они кратно дешевле полноразмерного супертяжа и для них легче найти применение. Это обеспечит непрерывность производства даже в том случае, если сверхтяжелый вариант ракеты окажется не нужным. Моноблочный вариант «Енисея» — «Иртыш» планируется испытать уже в 2023 году в рамках международного сотрудничества с Казахстаном по программе «Сункар».
Отметим также, что совсем недавно «Союз-5» намеревались использовать для испытаний нового космического корабля «Федерация» на околоземной орбите — но тот оказался слишком тяжелым для моноблочной ракеты и сейчас решено запускать его на «Ангаре», для чего создается специальная пилотируемая модификация «Ангара-А5П».
В дальнейшем, опять-таки в порядке международного сотрудничества могут быть предприняты шаги по освоению Луны, поскольку ресурсов отдельно взятого государства для этого явно не хватает. Будущее пока в тумане, и все участники «новой лунной гонки» пока заняты в основном тем, что наперегонки рисуют «ракетные замки» различной степени амбициозности и достоверности.
Стартовый комплекс
Учитывая многоразовость использования комплекса, было уделено значительное внимание средствам подготовки комплекса к пуску на объектах полигона. Для выполнения программы «Энергия — Буран» было принято решение создать универсальный комплекс стенд-старт (УКСС), дооборудовать и переоборудовать стартовый комплекс (СК), созданный ранее по программе Н1-Л3, создать посадочный комплекс (ПК) ОК, а также предусмотреть запасные аэродромы на территории страны на случай незапланированной посадки ОК
Кроме этого, для обеспечения доставки и сборки комплекса «Энергия — Буран» были разработаны, изготовлены и смонтированы подъемно-транспортные устройства, реконструированы и построены новые транспортные магистрали.
С какой скоростью летают ракеты?
Прежде, чем ответить на этот вопрос, давайте поймем в чем ее измеряют. Ракеты летают чертовски быстро и говорить о привычных км/ч или м/сек не приходится. Скорость многих современных летательных аппаратов измеряют в Махах.
Непривычная величина измерения скорости появилась не просто так. Название “число Маха” и обозначение “М” предложил в 1929 году Якоб Аккерет. Оно выражается как отношение скорости движения потока или тела к скорости распространения звука в среде, в которой происходит движение. Если учесть, что скорость распространения звуковой волны у поверхности земли примерно равна 331 м/сек (около 1200 км/ч), не трудно догадаться, что единицу можно получить только если поделить 331 на 331. То есть, скорость один Мах (М) у поверхности земли составляет примерно 1200 км/ч. С набором высоты скорость распространения звуковой волны падает из-за уменьшения плотности воздуха.
Таким образом, один Мах у поверхности земли и на высоте 20 000 метров отличается примерно на 10 процентов. Стало быть и скорость тела, которую оно должно развить, чтобы получить число Маха, уменьшается. Упрощенно среди обывателей принято называть число Маха скоростью звука. Если такое упрощение не применяется в точных расчетах, его вполне можно допустить и считать примерно равным величине у поверхности земли.
Ракеты могут запускаться с самолета.
Такую скорость не так легко представить, но крылатые ракеты могут летать на скорости до 5 Махов (примерно 7 000 км/ч в зависимости от высоты). Баллистические ракеты и вовсе способны развивать скорость до 23 Махов. Именно такую скорость на испытаниях показал ракетный комплекс Авангард. Получается, что на высоте 20 000 метров, это будет около 25 000 км/ч.
Конечно, такая скорость достигается на заключительной стадии полета при спуске, но представить, что рукотворный объект может перемещаться с такой скоростью, все равно сложно.
Как видим, ракеты перестали быть просто бомбой, которую кидают далеко вперед. Это настоящее произведение инженерного искусства. Вот только хотелось бы, чтобы эти разработки шли в мирное русло, а не предназначались для разрушения.
