СНИЖЕНИЕ СТОИМОСТИ ПУСКА РАКЕТО-НОСИТЕЛЕЙ СЕМЕЙСТВА «АНГАРА» ПУТЕМ ПОВТОРОНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РД-191

Оставив позади этап одноразовых и дорогих пусков, экономически выгоднее применять многоразовые ракето-носители (РН) или повторно использовать их спасаемые фрагменты. Примером такой PH может послужить Falcon 9 (США) с возвращаемой первой ступенью. Но в новом семействе PH «Ангара» не предусмотрена система спасения элементов PH. Существует проект «Байкал», но он является очень спорным и дорогим. В обозримом будущем его применение маловероятно. В связи с этим предлагается разработать систему, которая удешевила бы стоимость пуска РКН.

В настоящее время разработан ряд парашютных систем спасения ступеней и разгонных блоков (боковые блоки «Space Shuttle») космических ракет. Как показывает опыт, повторное использование отработавших частей, спасенных таким образом, экономически не целесообразно, так как в результате приземления или приводнения большинство узлов и агрегатов приходят в непригодное для дальнейшей летной эксплуатации состояние. В связи с этим такие системы не нашли применения.

В данной работе предлагается решение проблемы путем отделения, посадки и повторного использования двигательных установок (ДУ) РД-191 первой ступени PH семейства Ангара (УРМ-1).

ДУ первой ступени РД - 191 является одной из самых дорогостоящих элементов PH, её стоимость оценивается в 250 млн рублей (4,14 млн долларов США). При этом сам РД-191 является многоразовым двигателем и рассчитан на 15-20 циклов применения.

Идея работы заключается в том, чтобы отделить ДУ от УРМ-1 и путем парашютирования и дальнейшим вертолетным подхватом спасти только саму ДУ первой ступени. Для этого после отделения первой ступени необходимо будет отделить нижнюю часть бака «Г» с хвостовым отсеком и ДУ РД-191 от всей конструкции УРМ- 1 путем применения пиротехнических элементов (кольцевые заряды, проходящие по внутреннему или внешнему периметру бака «Г», внутренних и внешних трубопроводов «О», «Г» и СГ). Так же придется видоизменить раму двигателя, сделав ее чуть более длинной с целью размещения в ней систем парашютирования и демпфирующих устройств.

Систему парашютирования предлагается размещать либо возле рамы, либо встроить в обтекатели, которые могут быть одновременно стабилизаторами. В первом случае необходимо экранировать систему от исходящего от камеры сгорания маршевого двигателя теплового потока (рабочая температура ткани парашютов лежит в диапазоне от -50 до 50°С). Охлаждение их возможно от магистрали горючего РГ-1, заправляемого в PH с температурой -20°С, на активном участке траектории. Во втором случае парашютные системы, закрытые обтекателями, находятся с внешней стороны нижней части баков «Г» 1-й ступени и выполняют функции стабилизаторов. В обоих случаях применяются три парашюта, распложённые под углом 120°. Отделившаяся часть УРМ-1 с хвостовым отсеком будет снижаться на небольших парашютах и приземлятся соплом вверх, за счет сильного смещения центра масс к раме. В полете свободно падающий хвостовой отсек после срабатывания обтекателей и раскрытия парашютов самостоятельно развернётся и примет необходимую для приземления ориентацию соплом вверх, что не позволит повредить сопло ДУ.

Процесс разделения ХО

Процесс разделения ХО от ступени предполагается осуществить путем применения пиротехнических устройств (ПУ).

Разделение обшивки будет осуществляется с использованием пиротехнического устройства расположенного по периметру обшивки на стыке хвостового и бакового отсека. Расположение может быть как с внешней так и с внутренней стороны (в случае высокого аэродинамического нагрева со стороны набегающего потока).

можно использовать для разреза магистралей горючего и окислителя.

Для отделения рамы двигателя от опорно-стыковочного шпангоута необходимо использовать пироболты установленные в узлы крепления. При большой энергии взрыва ПУ, придется использовать экранную защиту для обеспечения сохранности ДУ.

Парашютная система

Произведем расчет парашютной системы, состоящей из трех парашютов.

Парашюты раскрываются одновременно, расположены под 120° друг к другу.

Парашюты имеют одинаковую геометрию

Q1=Q2=Q3=Qп;

ma=3Gп + Gг - (3Qп + Qг);

В течении падения сила сопротивления Q уравновесит G: a=0

3Gп + Gг = 3Qп + Qг;

Qг = Crƒr;

где - скорость падения тела;

- массовая плотность среды;

Cr- коэффициент лобового сопротивления

ƒr- площадь миделя (π )

3Gп + Gг = ( Cпƒп + Cгƒг);

Cгƒг- пренебрежимо мало

3Gп + Gг =  Cпƒп;                                               (1а)

Положим что парашют имеет поверхностную плотность s, тогда масса парашюта

G_п = 2 sƒг;                                                                        (2а)

подставив в (1), (2)

6 sƒг+ G_г =   Cпƒп;

тогда площадь миделя парашютов:

ƒг = .                                                                 (3а)

По формуле (3а) вычислим массу парашютной системы, задаваясь скоростью приземления и параметрами парашюта.

Положим, что:

Масса груза 2500кг

Сп=0,9

ρs=0,13 кг/м²

 ρ=0,11кгc*c²/м⁴

Результаты расчета показали, что масса парашютов при скорости спуска 10 м/с будет составлять 135 кг, с учетом массы строп, вытяжных парашютов и прочих технологических средств конечная масса парашютной системы не будет превышать 200 кг.

Системы вертолетного подхвата

Различные системы мягкой посадки с использованием твердотопливного тормозителя, демпфирующих надувных мешков и т.д. слишком массивны занимают много места и не гарантируют стопроцентной сохранности ДУ при посадке. В то время как использование систем вертолетного подхвата обеспечит гарантированную мягкую посадку в нужном месте. Также это позволит сэкономить вес, снизив массу парашютной системы, так как увеличение скорости снижения не затруднит амортизацию удара. Подобные эксперименты уже проводились с подхватом капсулы космического аппарата «Генезис». Результаты показали теоретическую надежность 0,99. Внедрение подобной системы для подхвата ДУ не представляет больших технических трудностей.

Повторное использование отработавших двигателей первой ступени несет в себе большой экономический потенциал. Реализация системы спасения ДУ, в отличие от проекта «Байкал», является относительно не сложной задачей. При этом нет необходимости вносить изменения в конструкцию ракеты. Потери по полезной нагрузке с избытком оправдаются при очередном использовании двигателей.

При нынешнем уровне технологий, подобная система является наиболее актуальной и может занимать промежуточное звено между одноразовыми РН и полностью многоразовыми ракетно-космическими системами.

Список литературы:

1. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели: учеб. для вузов. – М.: МГТУ имени Н.Э. Баумана, 2006. – 269 с.
2. Лобанов Н.А. Основы расчета и конструирования парашютов: учеб. для вузов. – М.: Машиностроение, 1965. – 200 с.
3. Сейдагалиев М.К. Система спасения двигателя первой ступени ракета-носителей // Наука и образование: фундаментальные основы, технологии, инновации. – 2015. – № 2. – С. 46–48.
4. Уманский С.П. Ракеты- носители. Космодромы: учеб. для вузов. – М.: Рестарт, 2001. – 172 c.