ВЫБОР СПОСОБА СПАСЕНИЯ МНОГОРАЗОВОГО УСКОРИТЕЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ «FALCON – 9»

​АННОТАЦИЯ

В данной статье рассматривается ускоритель вертикальной посадки первой ступени ракеты-носителя «Falсon-9», с ракетодинамической системой спасения и комбинированной системой спасения. А также произведены проектные расчеты дополнительного перспективного способа спасения многоразового ускорителя ракеты-носителя «Falсon-9» с использованием параплана.

Ключевые слова: ракета – носитель, ускоритель первой ступени, двигательная установка, ракетодинамическая система спасения, комбинированная система спасения, параплан.

Одной из наиболее важных эксплуатационных характеристик ракеты-носителя (РН) как транспортного средства является удельная стоимость выведения полезной нагрузки на целевую орбиту, напрямую зависящая от затрат на изготовление РН и её подготовку к запуску. Решением данной проблемы может стать создание ракет – носителей с многоразовой первой ступенью. Такие РН будут обладать эксплуатационными преимуществами перед одноразовыми ввиду сокращения удельной стоимости выведения за счет повторного использования матчасти.

В настоящее время наибольших успехов в создании РН с многоразовой первой ступенью достигла американская компания «SpaceX», в качестве образца выбрана американская РН тяжелого класса «Falcon – 9», состоящая из последовательно соединенных ускорителей первой и второй ступеней, двигательные установки (ДУ) которых работают на основе компонентов топлива «жидкий кислород – керосин». В составе первой ступени используется маршевая ДУ, включающая в себя 9 маршевых двигателей (МД) «Merlin – 1D mod.2» с пустотной тягой 94 тс. Также в конструкции ускорителя предусмотрена установка четырех специализированных посадочных опор, а также газовых двигателей на сжатом азоте в верхней части ракетного блока, выполняющих роль реактивной системы управления (РСУ) с запасом топлива для обеспечения требуемой ориентации на внеатмосферном участке полета, и решетчатых аэродинамических рулей для управления возвращаемым ускорителем РН по трём осям на атмосферном участке возвратного полета, такая конструкция ускорителя относится к ракетодинамической системе спасения (РДСС). Массовые характеристики системы спасения, приведены в таблице 1.

Схема полета РН на активном участке выведения практически идентична у одноразовой и у РН с РДСС ускорителя первой ступени. Единственным отличием является время работы маршевой ДУ первой ступени в зависимости от количества топлива, необходимого на участке спасения.

Ключевой особенностью данного способа спасения является потребность в обеспечении приемлемых аэротермодинамических нагрузок на ракетный блок, в частности на сопло маршевой ДУ, при движении в атмосфере. Торможение осуществляется за счет нескольких тормозных импульсов части маршевой двигательной установки и «запасённых» компонентов ракетного топлива в баках многоразового ускорителя первой ступени. Таким образом, минимизация массы конструкции системы спасения позволит повысить энергетическую эффективность РН в целом с учетом зависимости - при дополнительных 100 кг в массе системы спасения требуется увеличение топлива на возврат и посадку с соответствующим уменьшением рабочего запаса топлива, расходуемого на активном участке выведения, что как следствие приводит к снижению массы полезного груза на низкой околоземной орбите.

Отказаться от тормозного импульса при РДСС невозможно - необходимо обеспечить приемлемый для конструкции уровень аэротермодинамических нагрузок. На выдачу тормозного импульса расходуются значительный объем топлива, который составляет 50% от массы системы спасения в целом. Таким образом, если за счет модернизации системы спасения многоразового ускорителя ступени будет обеспечено снижение скорости до 1200 м/с на высоте 70 км и, как следствие, приемлемый уровень теплового нагружения конструкции ускорителя, то можно рассчитывать на уменьшение потерь массы полезного груза, доставляемого на целевую орбиту, в результате внедрения многоразовых элементов.

В качестве такого варианта может быть предложен комбинированный способ спасения (КСС). Отличительной особенностью данного способа спасения является то, что для торможения до 60 м/с на высоте 10 км используются развитые аэродинамические поверхности (парашютная система или тормозные щитки), за счет чего можно уменьшить «запасаемую» массу для участка спасения, и соответственно, использовать ее на участке выведения на целевую орбиту. Площадь парашюта будет составлять 450 м², а высота ввода парашютной системы – 58 км. Массовые характеристики элементов комбинированной системы спасения также представлены в таблице 1.

Предлагаемая КСС дает возможность снизить потери полезной нагрузки относительно ракетодинамической системы спасения за счет уменьшения массы системы спасения в 1,8 раза.

Многоразовый ускоритель первой ступени РН типа «Falcon – 9», в качестве ещё одной системы спасения, может использовать парапланы (ССсП), которые разворачиваются после отделения от второй ступени и позволяют управляемо спускаться на Землю, подобно тому, как это делают дельтапланеристы. Этот метод может обеспечивает точное приземление и многократное использование ускорителя без дополнительных затрат на ремонтно – восстановительные работы, что соответствует стратегии по снижению стоимости вывода РН в космическое пространство.

Парапланы – это аэродинамические устройства, похожие на парашюты с управляемым куполом. Они обычно состоят из специального материала, такого как нейлон или полиэстер, и имеют куполообразную форму, позволяющую создавать подъемную силу. Также возможно внедрение автоматических систем управления, которые смогут позволить регулировать положение и скорость параплана во время спуска. Парапланы должны быть интегрированы в конструкцию ускорителя таким образом, чтобы их можно было безопасно развернуть и использовать после отделения от второй ступени ракеты, например: интегрированы в специальные отделения или контейнеры для хранения и защиты парапланов во время полета.

Для торможения до 60 м/с на высоте 10 км используем систему спасения с использованием параплана. Высота ввода параплана – 60 км.

Рассчитаем площадь такого параплана, геометрическая форма которого приближенно будет напоминать квадрат.

Во время спуска на параплане сразу после его раскрытия, на ракету и параплан действуют две силы. Сила тяжести ускоряет параплан и ракету к земле, а сила сопротивления параплана действует в противоположном направлении и замедляет скорость падения. Через некоторое время скорость спуска стабилизируется, и сила тяжести F_d становится равной силе сопротивления парашюта F_d:

F_d = F_d. _.                                                                                                  (1)

Сила тяжести равна:

,                                                                                            (2)

где m — масса ракеты в момент приземления;

g — ускорение свободного падения 9.8 м/с².

Сила сопротивления параплана определяется формулой:

F_d = ,                                                                                         (3)

где F_d — сила сопротивления;

ρ — плотность воздуха;

V — желаемая скорость спуска;

S — площадь парашюта;

C_d — коэффициент сопротивления.

Плотность воздуха примем равной 1,316 кг/м³, коэффициент сопротивления 0,75 [2, с. 1].

Поскольку ракета опускается с установившейся скоростью, сила сопротивления F_d равна силе тяжести F_g:

mg = .                                                                                            (4)

Из этой формулы определяем площадь двух полотен параплана:    

                                                                                               (5)

Масса ракеты в момент приземления рассчитывается по формуле:

m = m _к + m _ост. .                                                                                     (6)

где  m _к – масса конструкции ускорителя первой ступени, равная 27,2 т ;

m _ост – масса остатков ракетного топлива на момент отделения, равная 4,2 т.

m = 27,2 + 4,2 = 31,4 т;

S   = 346 м².

Определим массу параплана. Материалом параплана является нейлон, вес которого составляет 235 г/м².

m _п = 346  0,235 = 81,31 кг.

Длина строп [2, с. 1]:

L = 2,4  = 2,4  = 44,64 м.

На один метр таких строп приходится 3 т. грузоподъемности, на 44,64 метра 133 т. грузоподъемности.

Проведем сравнение способов спасения ускорителя первой ступени вертикальной посадки по критерию отношения массы системы спасения к стартовой массе ускорителя первой ступени (таблица 1).

Таблица 1.

Сравнение способов спасения

Таким образом отношение массы системы спасения к стартовой массе ускорителя первой ступени является важным показателем, который влияет на эффективность ракеты. В общем случае, чем больше это отношение, тем меньше полезной нагрузки может нести ракета-носитель, так как больше массы уходит на систему спасения. По данным критериев отношения можно отметить, что способ спасения многоразового ускорителя первой ступени РН «Falcon – 9» с использованием параплана является самым перспективным способом спасения.

Список литературы:

1. Кузнецов И.И., Кузнецов Ю.Л., Мухамеджанов М.Ж. и др. Оценка энергетических потерь ракеты – носителя типа «Фалкон» при различных вариантах реализации ракетодинамической системы спасения первой ступени. – Космонавтика и ракетостроение, 2016, вып. 3 (88), с. 83–92.
2. Расчет парашюта [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://docs.voltbro.ru/gorocket/devices/Rarachute-gorocket.pdf (дата обращения 25.06.24)