Text
Федеральное космическое агентство Российская инженерная академия секция “Авиакосмическая”
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ ЖУРНАЛ
АВИАКОСМИЧЕСКАЯ
ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИЯ
РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
Главный редактор
А.С. Башилов академик-секретарь секции “Авиакосмическая” РИА, к.т.н.
Заместитель главного редактора
В.Д. Калачанов действительный член РИА, д.э.н., профессор
А.И. Кузин действительный член РИА, д.т.н., профессор
Члены редколлегии
В.В. Алавердов действительный член РИА, д.т.н.
И.В. Бармин действительный член РИА и МИА, д.т.н.
КК. Васильченко действительный член РИА, д.т.н., профессор
В.В. Горбатенко действительный член МИА, к.т.н.
Б.В. Гусев Президент РИА и МИА, член-корреспондент РАН, д.т.н., профессор
В.Г. Дмитриев действительный член РИА, д.т.н., профессор
Э.Н. Ду дар член-корреспондент РИА, к.т.н.
Е.Г. Залуцкий
С.А. Колядин действительный член МИА, д.т.н.
Б.И. Каторгин академик РАН, д.т.н., профессор
А.М. Матвеенко академик РАН, действительный член РИА и МИА, д.т.н., профессор
А.А. Медведев действительный член РИА, д.т.н., профессор
Н.Ф. Моисеев член-корреспондент РИА, к.т.н.
А.А. Оксогоев действительный член РИА
В.С. Рачук действительный член РИА, д.т.н., профессор
О.С. Сироткин член-корреспондент РАН, действительный член РИА и МИА, д.т.н., профессор
Г.А. Соколовский действительный член РИА, д.т.н., профессор
Ю.А. Яшин Первый вице-президент РИА, д.т.н., профессор
Зарегистрирован Комитетом Российской Федерации по печати Свидетельство о регистрации от 9 апреля 1996 года № 014671
Адрес редакции 107113, Москва, Сокольнический вал, 37/10 © Институт технико-экономических проблем (ИТЭП), 2010
СОДЕРЖАНИЕ
ОБРАЩЕНИЕ К ЧИТАТЕЛЯМ ................................................... 2
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ПРОЕКТЫ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ ............................................ 3
А.И. Кузин, С.Н. Лозин, ПА. Лехов, А.И. Семенов, В.В. Горбатенко
Проектные исследования ГКНПЦ им, М.В. Хруничева по обоснованию многоразовой ракетно-космической системы ................................ 3
А.И. Кузин, С.Н. Лозин, П.А. Лехов, А.И. Семенов, В.В. Мамин
Исследования ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по обоснованию требуемой размерности маршевых ЖРД многоразовой первой ступени МРКС-1 ........................ 13
АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ ....................................... 19
А.И. Кузин, В.С. Рачук, А.С. Коротеев, Б.И. Каторгин, ИЛ. Смирнов, В.В. Вахниченко, С.Н. Лозин, ПА. Лехов, ЛИ. Семенов, А.В. Иевлев, А.Ф. Ефимочкин, И.Л Клепиков, А.А. Лихванцев, В.И. Петров, А.М. Ромашкин, Ю.Г. Гусев, А.Г. Яковлев
Обоснование выбора компонентов ракетного топлива для двигательных установок первой ступени многоразовой ракетно-космической системы ....................... 19
ИНФОРМАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ ................................................. 56
А.В. Пономаренко, ЛС. Бодров, В.М. Халтобин
Автоматизированное распознавание малоразмерных объектов при обработке аэрокосмической видеоинформации с использованием простых и комплексных признаков ....... 56
ПОЗДРАВЛЕНИЯ ........................................................... 62
Башилову Александру Сергеевичу - 60 лет ................................ 62
АННОТАЦИИ СТАТЕЙ НА АНГЛИЙСКОМ ЯЗЫКЕ (ABSTRACTS) ....................... 63
1
ДОРОГИЕ ЧИТАТЕЛИ!
Первый номер нашего журнала 2010 года в основном посвящен проблемам создания многоразовой ракетно-космической системы (МРКС) с возвращаемым ускорителем первой ступени. В статьях, представленных ведущими специалистами ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, КБХА (Воронеж), ИЦ им. М.В. Келдыша, НПО «Энергомаш» (Химки), КБХМ им. А.М. Исаева и ЦНИИмаш (Королев), показаны преимущества маршевой двигательной установки на кислородно-метановом топливе.
Статья, представленная РСК «МиГ» и Военно-воздушной академией им. проф. НЕ. Жуковского и Ю.А. Гагарина, посвящена вопросам создания автоматизированных систем распознавания аэрокосмической видеоинформации.
Завершает номер заметка, посвященная 60-летию Башилова Александра Сергеевича, -главного редактора нашего журнала, академика-секретаря секции «Авиакосмическая» Российской инженерной академии, генерального директора Тушинского машиностроительного завода.
Редакционная коллегия обращается к специалистам предприятий авиационной и ракетно-космической отраслей, представителям НИИ и ВУЗов с предложением присылать рукописи статей с результатами исследований для опубликования в журнале «Авиакосмическая техника и технология». Новые требования к рукописям, разработанные в соответствии с рекомендациями ВАК, могут быть направлены авторам по электронной почте. Заявки направлять по адресу edw&,pochta. ги, справки — по телефону (495)-497-49-61.
Редакционная коллегия
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ПРОЕКТЫ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
УДК 629.764.3
ПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ГКНПЦ ИМ. М.В. ХРУНИЧЕВА ПО ОБОСНОВАНИЮ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ
СИСТЕМЫ
д.т.н. А.И. Кузин, к.т.н. С.Н. Лозин, П.А. Лехов, А.И. Семенов, к.т.н. В.В. Горбатенко -ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, г. Москва
Показано развитие проектных вариантов МРКС в процессе поисковых работ последних лет. Проанализирована экономическая эффективность частично многоразовых средств выведения по критерию суммарных затрат на развертывание орбитальной группировки с учетом надежности PH.
Ключевые слова: ракета-носитель, многоразовая ракетно-космическая система, многоразовая ракета космического назначения, возвращаемый ракетный блок, надежность
Предшествующий период космической деятельности в России, связанный с реализацией федеральных программ по освоению космического пространства, программ международного сотрудничества и коммерческих проектов, был ориентирован на использование одноразовых средств выведения в размерностях легкого, среднего и тяжелого классов.
В числе ключевых требований, которые традиционно предъявлялись к ракетам-носителям (PH) на этапах разработки, можно выделить надежность, безопасность и стоимость выведения. При проведении модернизации, как правило, выдвигались требования по повышению энергетических характеристик PH, снижению затрат на серийное производство и эксплуатационных затрат.
К перспективным транспортным космическим системам дополнительно предъявляются требования по минимизации вредного воздействия на окружающую среду за счет использования экологически чистых компонентов ракетного топлива, сокращения вплоть до полной ликвидации площадей районов падения отделяющихся частей PH и уменьшения уровня засорения околоземного космического пространства отделяющимися
фрагментами ступеней PH. Кроме того, повышены требования к показателям экономической эффективности (снижение в 1,5...2 раза удельной стоимости выведения (единицы массы) полезной нагрузки (ПН) по сравнению с уровнем современных PH), надежности и безопасности (повышение вероятности выполнения задачи полета и безопасности экипажа не менее чем в 5 раз по сравнению с уровнем современных PH).
Более чем полувековой опыт развития космонавтики показывает, что при реализации крупномасштабных проектов, таких как создание международных спутниковых систем связи, информационного и навигационного обеспечения, программ пилотируемых полетов, долговременных орбитальных станций, исследования космического пространства, остро встает вопрос повышения надежности PH и снижения стоимости выведения ПН.
Ретроспективный взгляд на опыт прошедших десятилетий показывает заметный разрыв в совершенствовании сегментов ракетно-космической техники (РКТ): космические аппараты (КА) стали значительно совершеннее (массовые характеристики, сроки активного существования, решаемые задачи, информативность), в то время как транс
3
портные космические системы (ТКС) по сути не претерпели принципиальных изменений, определяющих их энергетические возможности, условия эксплуатации, воздействие на экологию.
Отечественные и зарубежные исследования путей дальнейшего совершенствования PH показали, что на ближайшую и среднесрочную перспективу радикально улучшить эти показатели можно только путем создания многоразовых возвращаемых ступеней.
Выполнение требований к перспективным ТКС в большей степени зависит как от проектных решений по облику перспективных PH, так и от применяемых маршевых двигательных установок и собственно конструкции средства выведения.
Относительно двигательных установок (ДУ) можно отметить, что в ближайшей и среднесрочной перспективе будет продолжено совершенствование жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в части использования перспективных компонентов топлива, технологий их создания, внедрения режимов многоразовости. Принципиально новое качество в части повышения удельных энергетических характеристик ДУ можно прогнозировать в период после 2025 года в результате использования ядерной энергии, внедрения новых технических решений и физических принципов преодоления гравитационных сил.
Совершенствование конструкции средств выведения, основанных на традиционных ЖРД, прогнозируется в части разработки новых конструкционных материалов и новых технических и конструктивнокомпоновочных решений, в том числе с внедрением элементов многоразовости.
Проведенные проектно-поисковые исследования и опыт создания многоразовых изделий РКТ показывают, что современный этап развития технологий и материалов позволяет сделать первый шаг к качественно новому уровню развития ТКС - создать средства выведения с многоразовой возвращаемой к месту старта первой ступенью.
Создание второй ступени в многоразовом исполнении или многоразового одноступенчатого транспортного средства в настоящее время сопряжено с использованием
дорогих в производстве и эксплуатации конструкционных материалов и теплозащитных покрытий. Оно может быть экономически эффективным и целесообразным на более поздних этапах развития РКТ - после разработки новых технологий в области материаловедения, совершенствования характеристик ДУ, технологий межполетного обслуживания, обеспечивающих повышение энергомассовой отдачи и снижение затрат на подготовку к пуску.
На рисунке 1 показана экономическая эффективность концепций перспективных двухступенчатых многоразовых ракетно-космических систем (МРКС) по отношению к существующим одноразовым PH. Видно, что в настоящее время и в среднесрочной перспективе, когда может быть обеспечено двукратное снижение затрат на подготовку носителей к пуску, наиболее эффективной останется МРКС-1 с многоразовой первой ступенью. Полностью многоразовая ракетно-космическая система МРКС-2 сможет быть экономически эффективной при развитии технологий, обеспечивающих снижение затрат на подготовку к пуску на уровне не менее 60...70%. Расчеты приведены при кратности использования многоразовых ступеней, равной 100.
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в течение длительного времени (в инициативном порядке и в рамках работ по федеральной космической программе) совместно со смежными предприятиями проводит научно-исследовательские и проектно-конструкторские работы по обоснованию технического облика и основных характеристик многоразовой ракетно-космической системы с повторно используемой возвращаемой к месту старта первой ступенью (МРКС-1).
Эти работы начались с проекта «Байкал». На этапе разработки многоразового ускорителя «Байкал» сложилась кооперация ведущих отечественных предприятий, которыми выполнен значительный объем расчетно-теоретических и экспериментальных работ, в том числе более 100 продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, разработаны проектные материалы по узловым элементам «Байкала» (двигателям, системе управления, приводам, облику наземного комплекса) и вопросам его
4
эксплуатации. Технологический образец многоразового ускорителя «Байкал», изготовленный ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в 2001 году, демонстрировался на международных авиакосмических салонах в Le Bourget и г. Жуковском.
Важным этапом, по нашим оценкам, является совместная деятельность Европейских стран и России по многоразовым транспортным космическим системам, в том числе сотрудничество по программам «Баргузин» и «Урал». В рамках программы «Баргузин» французским космическим агентством (CNES) рассматривалась возможность применения многоразовых ускорителей (увеличенной модификации «Байкала») в составе PH Ariane-5.
Проводимые в настоящее время научно-исследовательские работы по многоразовой ракетно-космической системе после 2010 года предусматривается перевести на этап ОКР.
МРКС-1 состоит из многоразовой ракеты космического назначения (МРКН) и наземного комплекса.
МРКН рассматривается как многоцелевое средство выведения для решения задач доставки на околоземные орбиты полезных грузов и космических аппаратов различного назначения, грузовых и пилотируемых кораблей по программам освоения околоземного космического пространства, исследования Луны, Марса и других планет Солнечной системы.
7 U2 D3 П4 И5
Рис. 1. Экономическая эффективность концепций перспективных двухступенчатых МРКС по отношению к существующим одноразовым PH:
1 - при использовании существующих технологий;
2 - при использовании перспективных технологий, обеспечивающих снижение на 10% затрат на подготовку к пуску;
3 - при использовании перспективных технологий, обеспечивающих снижение на 25% затрат на подготовку к пуску;
4 - при использовании перспективных технологий, обеспечивающих снижение на 50% затрат на подготовку к пуску;
5 — при использовании перспективных технологий, обеспечивающих снижение на 75% затрат на подготовку к пуску.
5
С учетом требований по назначению предполагается, что энергетические возможности МРКН должны обеспечить выведение на опорную орбиту полезных грузов массой порядка 35 тонн. Кроме того, должна быть предусмотрена возможность создания модификаций МРКС-1 с энергетическими возможностями, обеспечивающими выведение на опорную орбиту полезных грузов массой от 20 до 60 тонн.
МРКН не требуются зоны отчуждения по трассам пусков, что позволяет рассматривать ее как действительно всеазимуталь-ный носитель.
В состав МРКН входит возвращаемый ракетный блок (ВРБ) - многоразовый ускоритель I ступени, одноразовый ускоритель II ступени и космическая головная часть (КГЧ). ВРБ и ускоритель II ступени стыкуются между собой по пакетной схеме.
В соответствии с компоновочной схемой МРКН выведение полезной нагрузки на опорную орбиту осуществляется ускорителем II ступени. В процессе выведения ВРБ отделяется от ускорителя II ступени и совершает автономный возвратный полет с посадкой на аэродроме посадочного комплекса. Возвратный полет обеспечивается в результате пространственного аэродинамического маневра, имеющего два характерных участка:
• интенсивное торможение с одновременным разворотом вектора скорости по направлению к месту старта за счет боковой аэродинамической силы, создаваемой при больших значениях скоростного угла крена;
• полет по направлению к месту старта с использованием тяги воздушно-реактивных двигателей при максимальном аэродинамическом качестве и минимальном рассеивании механической энергии (крейсерский участок).
Наземный комплекс МРКС-1 (в отличие от наземных комплексов одноразовых ракет-носителей) дополнительно включает в свой состав: посадочный комплекс и наземную инфраструктуру, обеспечивающую межполетное обслуживание многоразового ускорителя первой ступени; дооборудованные средства управления и измерений для работы с многоразовым ускорителем на эта
пе подготовки к пуску, на участке возвратного полета и в период межполетного обслуживания.
В 2008 году ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в кооперации с более чем десятью смежными организациями разработан и успешно защищен аванпроект по МРКС-1.
Разработке материалов аванпроекга предшествовал глубокий анализ опыта собственных работ, отечественных и зарубежных исследований в части технического облика возвращаемой многоразовой ступени и МРКН в целом с целью дальнейшего проведения оптимизации энергомассовых характеристик МРКН, унификации ее элементов, сокращения сроков и объема межполетного обслуживания, удешевления серийного производства и эксплуатации транспортной системы.
Опыт эксплуатации многоразовых космических кораблей типа «Спейс Шаттл» показал, что основными затратными составляющими стоимости пуска являются затраты на межполетное обслуживание теплозащиты корабля и маршевых ЖРД.
Эти обстоятельства предопределили принципы создания возвращаемого ракетного блока (ВРБ) - многоразового ускорителя первой ступени МРКН-1:
• отсутствие внешней теплозащиты за счет незначительного локального «теплового» усиления конструкции, что в свою очередь определило траекторные ограничения на активном участке и при разделении ступеней;
• требования к конструкции, агрегатам и системам закладываются с расчетом на многоразовое применение;
• используемые схемы и компоненты ракетного топлива (КРТ) должны минимизировать сроки и объем межполетного обслуживания маршевых ЖРД;
• межполетная эксплуатация должна проводиться исходя из фактического состояния ВРБ.
При формировании технического облика МРКН рассмотрено множество вариантов многоразового ускорителя, различающихся геометрическими параметрами, типом и объемами компонентов ракетного топлива, характеристиками маршевых ЖРД и други
6
ми параметрами (рис. 2 и 3). На основе проведенного комплексного анализа существенно сокращено количество вариантов ВРБ для дальнейшего исследования.
Основные характеристики многоразового ускорителя с компонентами топлива «жидкий метан + жидкий кислород» и «керосин + жидкий кислород», представлены в таблице 1.
Рис. 2. Основные рассмотренные варианты ВРБ, различающиеся размерностью и компонентами ракетного топлива
Этап формирования технического облика
ступень ступень
Керосин + жидкий кислород
Аванпроект
Жидкий метан + жидкий кислород
Жидкий водород + жидкий кислород
ступень ступень
«ИМ
Рис. 3. Анализируемые варианты КРТ
7
Основные характеристики многоразового ускорителя
Таблица 1
Компоненты топлива Жидкий метан + жидкий кислород Керосин + жидкий кислород
Посадочная масса, т 51,7 50,4
Масса топлива, т 330 360
Дальность полета, км 500
Посадочная скорость, км/ч 280
Длина ВПП, м 2500
а б в г
Рис. 4. Грузоподъемность модификаций МРКС-1 (Мпгноо): а - 20 т; б - 35 т; в - 45 т; г - 60 т
Модификации МРКН различной грузоподъемности, с массой ПН на низкой околоземной орбите (НОО) от 20 до 60 т, предлагается создавать с учетом унифицированных ускорителей первой и второй ступеней с использованием единого наземного комплекса,
что позволит обеспечить максимальную серийность производства, снижение трудоемкости работ на ТП и возможность создания на основе базовых модулей экономически эффективного семейства носителей (рис. 4).
8
Одновременно проработаны предложения по составу и исполнению наземного комплекса в части технического, стартового и посадочного комплексов и «адаптации» наземного комплекса на новом российском космодроме «Восточный».
Выполнение на качественно новом уровне требований, предъявляемых к перспективным средствам выведения (в части снижения удельной стоимости выведения, повышения вероятности выполнения и безопасности полета, сокращения вплоть до полной ликвидации зон отчуждения по трассам пусков), неизбежно приведет к внедрению ряда новых для ракетной техники технических решений по облику PH, в том числе по конструкции и используемым двигателям.
Пути реализации новых технических решений, в первую очередь по повышению надежности средств выведения (СВ), для перспективных одноразовых или многоразовых СВ едины - вопрос в экономической эффективности тех или иных решений. Также очевидно, что внедрение предлагаемых решений, направленных в первую очередь на повышение надежности и безопасности пусков, потребует определенного снижения энергомассовой отдачи PH (то есть доли стартовой массы, выводимой на орбиту), а также включения в состав предполетной подготовки PH новых операций по предполетному контролю и соответствующего оборудования, в частности полноразмерных стендов контрольно-технологических (КТИ) и огневых (ОТИ) испытаний, и технологий наземной подготовки PH.
То есть, выполнение требований по повышению надежности вступает в противоречие с другим ключевым требованием к перспективным СВ - по снижению удельной стоимости выведения ПН.
Если надежность современных одноразовых PH оценивается на уровне 0,96, то предлагаемые возможные решения смогут обеспечить повышение надежности СВ:
• до уровня 0,987 - при внедрении КТИ и ОТИ (за счет исключения ~ 2/3 аварий);
• до уровня 0,993 - при внедрении КТИ и ОТИ и «горячем» резервировании МДУ (в
предположении о безотказности маршевых ЖРД при допущении одного отказа).
Разработан общий подход для проведения сравнительной оценки экономической эффективности одноразовых PH и многоразовой ракетно-космической системы с возвращаемой первой ступенью, суть которого сводится к всестороннему учету всех плюсов и минусов влияния внедряемых технических решений в обеспечение повышения надежности СВ на энергетические характеристики СВ и на экономическую эффективность их применения.
Примером такого технического решения может быть обеспечение «горячего» резервирования маршевой ДУ первой ступени PH (при отказе и выключении одного из двигателей возможности остальных позволяют продолжать полет и выполнить задачу по доставке полезного груза на заданную орбиту). Очевидно, что такое техническое решение приводит к удорожанию двигательной установки и ступени в целом, однако степень «стоимостной» чувствительности одноразовой и многоразовой техники к подобным техническим решениям принципиально разная.
В качестве показателя экономической эффективности (Сэфф) рассматривается разница суммарных затрат на выведение полезных грузов перспективными СВ и современными PH с учетом их надежности (Р) и соответствующих потерь при этом как СВ, так и ПН, отнесенная к стоимости пуска современной PH:
1
Сэфф — С рн _
Срн + Спн Ррн
Сев + Спи ,100о/о Рев
Экономический эффект от внедрения возможных технических решений по повышению надежности СВ, определяемый в том числе и относительной стоимостью ПН, показан на рисунке 5, а составляющие экономического эффекта (при стоимости ПН, на порядок превышающей стоимость пуска современной PH) проиллюстрированы рисунком 6. Нулевой уровень соответствует экономической эффективности современных одноразовых PH.
9
Экономический эффект, %
Относительная стоимость ПН С пн = Спн/Срн
Рис. 5. Экономический эффект от внедрения технических решений по повышению надежности СВ
Экономический эффект, %
Одноразовые PH при внедрении КТИ и ОТИ
Одноразовые PH при внедрении КТИ и ОТИ и «горячем» резервировании МДУ
МРКС при «горячем» резервировании МДУ
□ за счет стоимости СВ, включая их потери о за счет сокращения потерь ПН
суммарный
Рис. б. Составляющие экономического эффекта от внедрения технических решений по повышению надежности СВ (при =10)
10
Таким образом, экономический эффект от внедрения технических решений по повышению надежности одноразовых PH можно ожидать лишь при стоимостях ПН, не менее чем в 5...7 раз превышающих стоимость пуска PH, при этом величина экономического эффекта не превышает уровня 10... 15% стоимости СВ, что соизмеримо с точностью оценок при проведении маркетинговых исследований, экономических и инженерных расчетов.
Экономический эффект, прогнозируемый при создании многоразовой ракетно-космической системы МРКС-1, может составлять 50...80% (без учета стоимости от
сокращения отчуждаемых земель по трассам пусков).
Рассматривая третье ключевое требование к перспективным СВ - сокращение вплоть до полного исключения отчуждаемых под поля падения земель - необходимо отметить, что только многоразовые или частично многоразовые СВ (в частности, МРКС-1) способны обеспечить выполнение этого требования.
Обобщая результаты оценки, можно представить степень выполнения основных требований к перспективным СВ следующим образом (табл. 2 и рис. 7).
Степень выполнения основных требований к перспективным СВ
Таблица 2
Требования Одноразовые PH МРКС-1 при «горячем» резервировании МДУ
Современные При внедрении КТИ и ОТИ При внедрении КТИ и ОТИ и «горячем» резервировании МДУ
Степень выполнения требований
Повышение вероятности выполнения задачи полета в 5 раз 1 3 5,7 5,7
Снижение удельной стоимости выведения ПН в 1,5.. .2 раза 1 0,9...1,15 0,8...1,1 2,0...2,2
Полное исключение отчуждаемых земель под поля падения Не обеспечивается Обеспечивается
Уровень требований к перспективным СВ по надежности
Уровень требований к перспективным СВ по стоимости выведения ПН
2
Степень снижения удельной стоимости выведения ПН
Рис. 7. Степень выполнения требований к перспективным СВ при внедрении технических решений по повышению их надежности
11
Таким образом, предлагаемые возможные технические решения по повышению надежности одноразовых PH не в состоянии решить вопрос создания СВ, отвечающих комплексным требованиям «надежность-экономичность» к перспективным СВ.
При технологиях современного этапа развития РКТ (в первую очередь при использовании ЖРД, доминирующих на рынке пусковых услуг) полностью отвечает сформированным требованиям к перспективным СВ концепция частично многоразовой МРКС-1 с крылатой возвращаемой первой ступенью, проект которой разработан ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.
Создание семейства МРКС-1 различной грузоподъемности на основе унифицированных многоразовых и одноразовых ступеней, отвечающего требованиям, предъявляемым к перспективным ТКС, и способного с высокой надежностью и эффективностью решать задачи по запускам как уникальных дорогостоящих космических объектов, так и серийных аппаратов, может стать серьезной альтернативой в ряду средств выведения нового поколения, которые длительное время будут эксплуатироваться в XXI веке.
Литература
1. Коротеев А.С. Необходимы качественно новые транспортные системы для космоса // Новости космонавтики, № 3 (314), 2009.
2. Алексеев Э.В. Многоразовые космические системы. Перспективы развития и целевого использования // Труды 1-й международной авиакосмической конференции «Человек-Земля-космос», Москва, 1992.
3. Кузин А.И., Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов А. И., Чулков С.А. Сравнительный анализ путей реализации основных требований к перспективным средствам выведения // Авиакосмическая техника и технология, № 4, 2008.
4. Вахниченко В.В., БодинБ.В. О роли многоразовое™ в ракетно-космической технике // Труды 1-й международной конференции «Чело-век-Земля-космос», Москва, 1992.
5. Коротеев А.С. Самойлов Л.П. Выбор пути развития маршевых жидкостных ракетных двигателей для перспективных российских средств выведения // Космонавтика и ракетостроение, № 15,1999.
6. Вахниченко В.В., Уткин В. Ф. Основные проблемы создания перспективной системы средств выведения // Космонавтика и ракетостроение, № 15, 1999.
7. Вахниченко В.В. Основные требования к двигателям (ЖРД) транспортных систем Земля-орбита // Авиакосмическая техника и технология, № 3, 2003.
8. Егоров И.О., Мосолов С.В. Криогенные маршевые ЖРД для перспективных средств выведения, в том числе многоразового использования И 5-й международный семинар по перспективным средствам выведения, Миасс, 16-19 сентября 2008.
9. Нестеров В.Е., Кузин А.И., Бахвалов Ю.О. Перспективы создания тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей И Полет, № 3, 2009.
10. Лозин С.Н., Семенов А.И, КорнаковаЛ.В. Сравнительная оценка соответствия перспективных одноразовых и многоразовых PH комплексным требованиям «надежность - безопасность» // Шестой международный аэрокосмический конгресс 1АС’О9, Москва, 2009.
12
УДК 629.764.3
ИССЛЕДОВАНИЯ ГКНПЦ ИМ. М.В. ХРУНИЧЕВА ПО ОБОСНОВАНИЮ ТРЕБУЕМОЙ РАЗМЕРНОСТИ МАРШЕВЫХ ЖРД МНОГОРАЗОВОЙ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ МРКС-1
д.т.н. А.И. Кузин, к.т.н. С.Н. Лозин, П.А. Лехов, А.И. Семенов, В.В. Мамин -
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, г. Москва
Сформулированы основные принципы определения проектного облика МРКС-1 и критерии сравнения вариантов МРКН с ЖРД различной размерности. Проанализирована сравнительная эффективность вариантов МРКС-1 с маршевыми ЖРД в размерности 200 тс и 300 тс. Показано, что применение ЖРД тягой 300 тс (типа РД-180) не обеспечивает решение всей совокупности задач в рамках требований к МРКС-1. Представлены результаты исследований ключевых вопросов в части использования многоразовых ЖРД в проекте МРКС-1.
Ключевые слова: многоразовая ракета космического назначения, возвращаемый ракетный блок, жидкостной ракетный двигатель, тяга, отказ
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в течение длительного времени в инициативном порядке и в рамках НИР «Магистраль-6» по Федеральной космической программе России совместно со смежными предприятиями проводит научно-исследовательские и проектно-конструкторские работы по обоснованию технического облика и основных характеристик многоразовой ракетно-космической системы с повторно используемой возвращаемой к месту старта первой ступенью (МРКС-1).
Ракетно-космическая система с многоразовой первой ступенью задана для обеспечения выведения на низкие околоземные орбиты полезных грузов массой 20 т, 35 т, 45 т. Этот энергетический диапазон позволяет выводить практически весь спектр полезных нагрузок по федеральным и коммерческим программам, включая перспективные программы исследования Луны и дальнего космоса с использованием МРКС-1.
Создание многоразовой ракеты-носителя (PH) является необходимым шагом в совершенствовании средств выведения в ключевых направлениях, определяющих как технико-экономическое, так и эксплуатационное совершенство носителя как транспортной космической системы по сравнению с уровнем традиционных одноразовых PH:
• снижение удельной стоимости выведения килограмма полезного груза;
• повышение вероятности выполнения задач полета;
• кардинальное уменьшение или исключение районов падения отделяющихся частей PH и связанных с ними затрат.
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в 2008 году в соответствии с ФКП России и по Техническому заданию ФГУП ЦНИИмаш, утвержденному Роскосмосом, в рамках НИР «Ма-гистраль-2» был разработан и успешно защищен аванпроект «Многоразовая ракетно-космическая система первого этапа -МРКС-1» [1], содержащий, в том числе, и материалы разработчиков многоразовых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) -НПО «Энергомаш» и КБХА.
Разработке материалов аванпроекта предшествовал глубокий анализ опыта собственных работ, отечественных и зарубежных исследований в части технического облика возвращаемой многоразовой ступени и многоразовой ракеты космического назначения (МРКН) в целом с целью дальнейшего проведения оптимизации энергомассовых характеристик МРКН, обеспечения требуемой надежности, унификации ее элементов, сокращения стоимости выведения полезного груза, сокращения сроков и объема межполетного обслуживания.
13
При определении проектного облика МРКС-1 специалисты ГКНПЦ им. М.В. Хруничева исходили из следующих принципиальных положений:
1. Очевидно, что возврат средств, вложенных в разработку любой ракетно-космической техники, и получение прибыли возможны только в процессе ее эксплуатации.
С этой точки зрения, основное техникоэкономическое требование к проекту МРКС-1 можно определить следующим образом.
Для реализации высокой интенсивности пусков как основы:
• снижения удельных затрат на амортизацию НИОКР и эксплуатацию средств космодрома, комплекса средств транспортировки и других;
• повышения серийности одноразовых элементов PH;
• обеспечения минимизации затрат при отработке и эксплуатации PH -
МРКН должна представлять собой семейство многоразовых РКН, обеспечивающих стоимость пуска, адекватную грузоподъемности, то есть равенство удельных стоимостей массы выведенного на низкую околоземную орбиту (НОО) полезного груза, для всех вариантов МРКН - основного варианта, меньшей и большей грузоподъемности, за счет базовых элементов МРКН и использования единого универсального стартового комплекса.
При определении облика вариантов МРКН на заданные грузоподъемности в основу положен принцип создания семейства или ряда РКН, обеспечивающих выведение полезных грузов разной массы, из унифицированных элементов (ускоритель I ступени -многоразовый возвращаемый ракетный блок и ускоритель II ступени - одноразовый блок выведения). Рассмотрены два ряда PH, отличающиеся по типу компонентов ракетного топлива ВРБ, - «керосиновый» и «метановый». Унифицированный «водородный» блок выведения используется в любом варианте МРКН. Варианты МРКН в каждом ряду рассчитаны для выведения заданных по массам полезных нагрузок.
В результате проработки в качестве приоритетных разработаны предложения по семейству многоразовых ракет космическо
го назначения (МРКН) с унифицированными возвращаемыми ракетными блоками (ВРБ) и одноразовыми блоками выведения, обеспечивающими выведение полезных грузов на опорную орбиту массами 20 т, 35 т, 45 т.
2. Другим основополагающим принципом, значительно влияющим на энергомассовые характеристики вариантов МРКН и на требования к маршевой двигательной установке (МДУ) ВРБ, является выполнение задачи по выведению полезного груза при отказе одного из ЖРД МДУ ВРБ, что естественно предполагает сохранение при этом как сооружений стартового комплекса, так и сохранение многоразовой материальной части - возвращаемого ракетного блока [3].
Такая задача решается, когда МДУ ВРБ выполнена многодвигательной, состоящей из «связки» четырех ЖРД (для заданного диапазона масс полезной нагрузки потребная размерность двигателя по тяге РНом ~ 200 тс). В этом случае при отказе одного из ЖРД обеспечивается не только обязательный для любой PH соответствующего класса грузоподъемности увод МРКН от стартовых сооружений, но и сохранение многоразовой материальной части - ВБР, а также выведение полезной нагрузки на заданную НОО с одним неработающим (даже с нулевой секунды) ЖРД МДУ ВРБ (одного или двух в составе МРКН). Для этого ЖРД должны обладать возможностью «горячего резервирования» за счет форсирования в достаточной степени работающих двигателей (при условии безаварийного отключения отказавшего ЖРД). Требуемый уровень форсирования тяги двигателей (до 33%) подтверждается разработчиками двигателей.
Очевидно, что внедрение «горячего резервирования», направленного в первую очередь на повышение надежности и безопасности пусков, потребует определенного снижения энергомассовой отдачи PH (то есть доли стартовой массы, выводимой на орбиту) - не более 10... 15% от дополнительной массы средств обеспечения «горячего резервирования» ЖРД многоразовой первой ступени. Однако экономический эффект такого решения повышения надежности для многоразовой РКН с учетом стоимостей полезных нагрузок, в разы превышаю
14
щих стоимость пуска соответствующих одноразовых PH, составит 50...80% от стоимости программы выведения ПН на НОО одноразовыми PH [4.. .6].
3. Еще одной задачей разработчиков, во многом определяющей как техникоэкономическую, так и эксплуатационную сторону проекта МРКС-1, явилось обеспечение создания облика ВРБ, способного совершать посадку на взлетно-посадочную полосу (ВПП) аэродрома космодрома I класса, то есть при посадочных характеристиках ВРБ как гиперзвукового летательного аппарата (ЛА) с посадочной массой около 50 т. Разработчики исходили из того, что в соответствии с планами создания космодрома «Восточный» к началу штатной эксплуатации МРКС-1 аэродром I класса входит в инфраструктуру космодрома, и дополнительных затрат на его сооружение не потребуется. При увеличении размерности ВРБ и, соответственно, его посадочной массы до уровня ОК «Буран» (~ 90 т), потребуется использование соответствующей внеклассной ВПП длиной до 5 км, затраты на сооружение и эксплуатацию которой сопоставимы с затратами для сооружений стартового комплекса при «нулевом» вкладе такой ВПП в интересы космодрома.
Как показал опыт использования внеклассных ВПП самолетами типа Ан-225 «Мры», эксплуатация полос носит эпизодический характер при темпе эксплуатации один полет в несколько лет.
Таким образом, варианты МРКН, для каждого ряда по типу компонентов ракетного топлива (КРТ), на разную грузоподъемность имеют один или два унифицированных ВРБ с 4-двигательной МДУ и один или два унифицированных ракетных блока одноразового ускорителя II ступени (рис. 1).
а
в
Рис. 1. Основные модификации МРКН с различной грузоподъемностью (Л/пг на НОО):
а - 20 т; б - 35 т; в - 45 т
Указанные принципы явились главными условиями при обосновании размерности маршевых ЖРД многоразовой I ступени МРКС. Эти принципы рассматривались также в сочетании с конструктивно-компоновочными решениями и характерными особенностями по параметрам траектории выведения многоразовой РКН, не присущими облику и баллистике выведения одноразовых PH. Принципиально сравнивались два типоразмера ЖРД (здесь и далее указывается земная тяга двигателей) - в размерности ~ 200 тс («керосиновые» РД-191 или «метановые» РД0162) и в размерности ~ 300 тс (на базе РД-180 с пониженным давлением в КС на 30%). Характеристики двигателей приведены в таблице 1. Учитывалось также и то, что концепция многократности использования возвращаемого ракетного блока первой ступени МРКН естественным образом относится и ко всем его системам, включая маршевый ракетный двигатель, к которому предъявляются соответствующие требования по эксплуатации, высокой надежности и безопасности.
Основные характеристики ЖРД первой ступени МРКН Таблица 1
РД-191 РД0162 РД-180
Разработчик НПО «Энергомаш» КБХА НПО«Энергомаш»
Компоненты топлива • окислитель • горючее жидкий кислород керосин жидкий кислород метан жидкий кислород керосин
Тяга (земная), тс 196 203,87 305,5
Удельный импульс (пустотный), с 337,4 356 337,3
Надежность 0,997 (подтверждается с у = 0,95) 0,999 (подтверждается с у = 0,95) 0,993 (на 01.03.2008 г.)
15
Основные принципы определения проектного облика МРКС-1 -критерии сравнения вариантов МРКН с ЖРД различной размерности
Таблица 2
1 Построение ряда МРКН из унифицированных элементов, отвечающего требованиям Заказчика по грузоподъемности (20 ~ 35 - 45 т)
2 Обеспечение возможностей МРКН при отказе одного ЖРД I ступени по: • сохранению сооружений стартового комплекса; • сохранению многоразовой матчасти - ускорителя I ступени — ВРБ; • выведению ПГ на рабочие орбиты
3 Возможность использования аэродрома I класса в качестве базового
В качестве критериев сравнения оценивалась степень соответствия сформулированным выше основным принципам определения проектного облика МРКС-1 (табл. 2), при этом:
• принятое для вариантов МРКН с использованием ЖРД тягой 300 тс значение аварийной стартовой перегрузки при отказе одного ЖРД первой ступени, обеспечивающее увод PH и сохранение сооружений стартового комплекса, составляет не менее 1,08... 1,1. Это обязательное для любой PH соответствующего класса грузоподъемности положение существенно ограничивает максимальные стартовые массы вариантов МРКН с 300-тонными ЖРД;
• возможные отказы ЖРД I ступени, приводящие к аварийным значениям стартовой перегрузки, (особенно происходящие на начальном этапе траектории выведения, а именно этот этап по статистике пусков является «носителем» максимального количества отказов) будут приводить к потере многоразовых ВРБ (надо иметь ввиду, что посадка ВРБ возможна только после полной выработки ракетного топлива, составляющего ~85% его стартовой массы).
На рисунке 2 показаны обобщенные результаты сравнения вариантов МРКН, построенные с использованием ЖРД тягой 200 тс (4-двигательная МДУ в составе ВРБ) и с использованием ЖРД тягой 300 тс (двух-или трехдвигательная МДУ в составе ВРБ).
Итоговые результаты сравнения вариантов МРКС-1 с ЖРД различной размерности по степени соответствия основным принципам определения проектного облика МРКС-1 сведены в таблицу 3.
Таким образом, варианты МРКН с использованием ЖРД тягой 300 тс (типа РД-180), реализующие требование по уводу PH от сооружений стартового комплекса при отказе одного ЖРД I ступени - обязательное требование для любой PH соответствующего класса грузоподъемности, не соответствуют ни одному из основных принципов определения проектного облика МРКС-1 и не обеспечивают решение всей совокупности отмеченных выше задач в рамках существующих требований к МРКС-1.
Можно с достаточной определенностью говорить, что при удвоении размерности МРКН использование двигателей типа РД-180 (то есть тягой 300...400 тс) обеспечит выполнение основных принципов, заложенных при определении проектного облика МРКС-1, по возможности построения ряда PH различной грузоподъемности и «горячему резервированию» ЖРД первой ступени. Однако вопрос целесообразности создания многоразовой, а, следовательно, интенсивно эксплуатируемой РКН подобной грузоподъемности - 50...90 т на НОО, требует самого внимательного изучения.
В случае возникновения необходимости реализации космических программ, связанных с доставкой на рабочие орбиты полезных нагрузок в размерности 80... 100 т и более (например, сборка марсианского экспедиционного комплекса), целесообразно использовать одноразовые средства выведения, поскольку такого рода программы в обозримой перспективе не будут носить массового характера, и рациональность применения многоразовых систем в этом случае не очевидна.
16
Рис. 2. Сравнительные характеристики МРКН с двигателями I ступени тягой 200 тс (типа РД-191 или РД0162) и 305 тс (типа РД-180)
Результаты сравнения вариантов МРКС-1 с ЖРД различной размерности
Таблица 3
Размерность ЖРД многоразовой I ступени, тс 200 305
Количество ЖРД в составе ВРБ 4 2 3
Критерии сравнения вариантов МРКН с ЖРД различной размерности
1 Построение ряда МРКН на заданные уровни грузоподъемности обеспечивается не обеспечивается обеспечивается
Энергомассовое совершенство (цПг, %) 3,52...3,6 2,2...3,0 2,8
2 Обеспечение возможностей МРКН при отказе одного ЖРД 1 ступени:
• сохранение сооружений стартового комплекса; обеспечивается обеспечивается обеспечивается
• сохранение многоразовой матчасти - ускорителя I ступени - ВРБ обеспечивается не обеспечивается не обеспечивается
• выведение ПГ на рабочие орбиты обеспечивается не обеспечивается не обеспечивается
3 Возможность использования аэродрома космодрома 1 класса в качестве базового обеспечивается обеспечивается не обеспечивается
17
Определение вариантов МРКН в части многоразовых ЖРД I ступени в процессе научно-исследовательских работ ГКНПЦ им. М.В. Хруничева Таблица 4
Рассмотренные ключевые вопросы 2006-2007 гг. 2008-2009 гг. Аванпроект МРКС-1
Определение оптимальной размерности двига-телей многоразовой I ступени Анализ вариантов Выбор окончательный -в размерности 200 тс
В размерности 400 тс В размерности 270...300 тс В размерности 200 тс
Определение количества двигателей ’ ступени Анализ вариантов Выбор окончательный -четыре ЖРД в составе ВРБ
Два ЖРД в составе ВРБ Три ЖРД в составе ВРБ Четыре ЖРД в составе ВРБ
Выбор компонентов ра-бочего топлива ЖРД I ступени Анализ вариантов Вопрос в стадии решения
Кислород + керосин Кислород + метан Кислород + керосин + водород Кислород+ Кислород+ керосин метан
Эти соображения и ряд других результатов исследований ключевых вопросов в части использования многоразовых ЖРД в проекте МРКС-1, проведенных ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в рамках НИР «Магистраль-2», позволили сделать принципиальные выводы по облику маршевой двигательной установки многоразовой I ступени МРКН, представленные в таблице 4.
Литература
1. Многоразовая ракетно-космическая система первого этапа, включая ее наземные и летные демонстраторы И Аванпроект. ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, 2008.
2. Вахниченко В.В., Бодин Б.В. О роли многоразовости в ракетно-космической технике И Труды 1-й международной конференции «Чело-век-Земля-космос», Москва, 1992.
3. Вахниченко В.В. Основные требования к двигателям (ЖРД) транспортных систем «Земля-орбита» // Авиакосмическая техника и технология, № 3,2003.
4. Кузин А.И., Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов А.И., Чулков С.А. Сравнительный анализ путей реализации основных требований к перспективным средствам выведения // Авиакосмическая техника и технология, № 4, 2008.
5. Кузин А.И., Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов Юрьев В.Ю. Работы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по проекту многоразовой ракетно-космической системы первого этапа // Шестой международный аэрокосмический конгресс 23-27 августа 2009 г., Москва, Россия.
6. Лозин С.Н., Семенов А.И., Корнакова Л.В. Сравнительная оценка соответствия перспективных одноразовых и многоразовых PH комплексным требованиям «надежность -экономичность» // Шестой международный аэрокосмический конгресс 23-27 августа 2009 г., Москва, Россия.
18
АВИАЦИОННЫЕ И РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
УДК 629.764.3
ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА КОМПОНЕНТОВ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК ПЕРВОЙ СТУПЕНИ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
д.т.н. А.И. Кузин Ч д.т.н. В.С. Рачук 2\ академик РАН, д.т.н. А.С. Коротеев 3\
академик РАН, д.т.н. Б.И. Каторгин 4), к.ф.-м.н. ИЛ. Смирнов 5), д.т.н. В.В. Вахниченко 6), к.т.н. С.Н. Лозин Ч ПЛ. Лехов , А.И. Семенов А.В. Иевлев Ч д.т.н. А.Ф. Ефимочкин 2\ д.т.н. И.Л Клепиков 4), АЛ. Лихванцев 4), д.т.н. В.И. Петров 6), А.М. Ромашкин 6\
Ю.Г. Гусев 6), А.Г. Яковлев5) -
- ФГУП ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, г. Москва;
2) - ОАО КБХА, г. Воронеж;
3) - ФГУП «ИЦ им. М.В. Келдыша», г. Москва;
4) - ОАО НПО «Энергомаш», г. Химки, Московская область;
5) - КБХМ им. А.М. Исаева, г. Королев, Московская область;
б) - ФГУП ЦНИИмаш, г. Королев, Московская область
Проанализированы достоинства и недостатки применения вариантов ракетных топлив для многоразовой ракетно-космической системы первого этапа (МРКС-1), состояние разработки маршевых ЖРД многоразового использования, энергомассовая и надежностно-экономическая эффективность вариантов многоразовых РКН, применяющих различные компоненты ракетных топлив. Показана целесообразность применения метанового топлива для двигательных установок первой ступени МРКС-1
Ключевые слова: многоразовая ракета космического назначения, возвращаемый ракетный блок, жидкостной ракетный двигатель, ракетное топливо, метан
Создание многоразовой ракетно-космической системы (МРКС) -перспективное направление совершенствования средств выведения космических аппаратов, которое сможет обеспечить:
• снижение стоимости выведения полезных грузов (ПГ) на околоземные орбиты;
• достижение качественно нового уровня надежности средств выведения (СВ);
• уменьшение (исключение) потребностей в отчуждении районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) и обеспечение экологической безопасности;
• совершенствование эксплуатационных характеристик РКН, включая сокращение сроков подготовки к пуску.
В составе рассматриваемой многоразовой ракетно-космической системы первого
этапа МРКС-1 предусматривается использовать двухступенчатую многоразовую ракету космического назначения (МРКН) с возвращаемыми ракетными блоками (ВРБ) первой ступени и одноразовой второй ступенью. Крылатый многоразовый ВРБ оснащается маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) многоразового использования.
МРКС-1 с первой ступенью, возвращаемой на аэродром в районе космодрома, за счет качественно новых принципов ее создания и эксплуатации позволит обеспечить высокий уровень надежности и безопасности и возможность отказаться от выделения районов падения ОЧ, что, в свою очередь, повысит эффективность выполнения перспективных коммерческих программ. Указанные преимущества представляются крайне важными для России, как единственной страны в
19
мире, имеющей континентальное расположение космодромов, как существующих, так и перспективного.
При определении технического облика МРКН особое место занимает выбор многоразового маршевого ЖРД для первой ступени МРКН - возвращаемых ракетных блоков. Характеристики многоразового двигателя в значительной мере определяют энергомассовое совершенство, надежность и безопасность МРКН, затраты на ее создание и эксплуатацию.
Решению этих вопросов посвящены научно-исследовательские работы, выполненные ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и ЦНИИмаш, в том числе и аванпроект «Многоразовая ракетно-космическая система первого этапа, включая ее наземные и летные демонстраторы». В данных работах в части маршевых ЖРД использованы материалы основных двигательных КБ - ОАО НПО «Энергомаш» и ОАО КБХА.
Одним из принципиальных результатов, полученных в этих исследованиях, является обоснование размерности маршевых ЖРД для ВРБ - тяга ЖРД должна быть ~ 200 тс.
Цель данных исследований заключалась в обосновании выбора компонентов топлива для маршевых ЖРД ВРБ. Рассмотрены следующие варианты двигателей:
• ЖРД с использованием топлива «керосин + кислород» - РД-191М (предложение НПО «Энергомаш» для РКН типа «Ангара» с многоразовыми ускорителями «Байкал») и РД0163 (предложение КБХА, разработанное в рамках системного проекта по космодрому «Восточный»);
• ЖРД с использованием топлива «метан + кислород» - РД-192 (предложение НПО «Энергомаш») и РД0162 (предложение КБХА), разработанные в рамках ОКР «Двигатель-2015»);
• ЖРД, работающие на топливе «керосин + кислород + водород» - модификации РД0163 разработки КБХА.
Во всех вариантах МРКН, отличающихся типом маршевых ЖРД ВРБ, на одноразовом блоке выведения второй ступени использо-. вался кислородно-водородный двигатель РД-0120, разработанный КБХА для применения в составе PH «Энергия». Двигатель отработан на запуск с Земли.
Общие положения и исходные данные для анализа
Опыт эксплуатации многоразовых космических средств типа орбитального корабля (ОК) транспортной космической системы (ТКС) «Спейс Шаттл» показал, что основными затратными составляющими их эксплуатации являются затраты на межполетное обслуживание теплозащиты корабля и маршевых ЖРД.
Это во многом предопределило выбор следующих принципов создания возвращаемого ракетного блока (ВРБ) - многоразового ускорителя I ступени МРКС-1:
• отсутствие внешней теплозащиты за счет незначительного локального «теплового» усиления конструкции, что, в свою очередь, определило траекторные ограничения на активном участке полета и при разделении ступеней;
• задание требований к конструкции, агрегатам и бортовым системам с расчетом на многоразовое применение;
• выбор схемы ЖРД и компонентов ракетного топлива, исходя из минимизации сроков и объемов межполетного обслуживания маршевых ЖРД;
• проведение межполетного обслуживания, исходя из фактического состояния ВРБ.
В базовом варианте ВРБ спроектирован с прямым поворотным крылом, которое выбрано с учетом требований обеспечения устойчивого полета МРКН на активном участке и достижения необходимого уровня аэродинамического качества на достаточно длительном этапе крейсерского возвратного полета ВРБ с дозвуковыми скоростями.
В соответствии с заданными требованиями в аванпроекте представлены варианты МРКН, обеспечивающие выведение на низкую околоземную орбиту (НОО) полезных грузов с массой на уровне 20, 35 и 45 т.
При формировании вариантов МРКН с различной грузоподъемностью за основу был принят принцип создания семейства носителей из унифицированных ракетных блоков I и II ступеней.
В качестве одного из ключевых требований к формированию технического облика МРКН принималось требование по выполнению задачи выведения ПГ при отказе
20
одного ЖРД в составе маршевой двигательной установки (МДУ) ВРБ. Данное требование было одним из основных, позволивших обосновать размерность маршевых ЖРД ВРБ.
В качестве исходных данных для анализа вариантов МРКН учитывались также требования к перспективным двигательным установкам (ДУ) многоразовой ступени, сформированные в результате ранее проведенных исследований ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, ИЦ им. М.В. Келдыша и ЦНИИмаш по созданию ДУ для многоразовых космических комплексов, основными из которых являются:
1. Применяемые в ДУ компоненты топлива должны быть экологически безопасны, иметь неограниченную сырьевую базу для производства и широкое применение в народном хозяйстве.
2. В состав ДУ должно входить несколько двигателей, обеспечивающих горячее резервирование. При отключении или отказе одного из двигателей I ступени должно обеспечиваться выполнение программы полета.
3. Схема двигателя, уровень напряженности внутридвигательных параметров, наличие эффективных систем аварийной защиты и технической диагностики должны обеспечивать безопасность эксплуатации двигателя в составе многоразового носителя, в том числе ликвидацию последствий нештатных ситуаций, способных привести к аварии.
4. Энергомассовые характеристики ЖРД, диапазон изменения значений тяг (по степени форсирования/дросселирования и по углу качания) двигателя должны соответствовать техническим характеристикам МРКН и многоразовой первой ступени.
5. Схема, используемые компоненты ракетного топлива и исполнение ЖРД должны обеспечивать простоту и дешевизну межполетного обслуживания.
6. Технический риск, сроки и стоимость создания ЖРД должны быть минимальными, обоснованными и соответствующими общей идеологии создания МРКС-1.
Часть 1. Анализ вариантов ракетных топлив для двигательных установок МРКН
Проведен анализ вариантов ракетных топлив с позиции их экологической безопасности, широты и опыта применения в ДУ российских ТКС, перспективы широкомасштабного развертывания инфраструктуры производства, транспортирования и хранения жидкого метана, решений по обеспечению сжиженным природным газом (СПГ) космодрома «Восточный».
Определяющим с точки зрения обеспечения экологической безопасности функционирования МРКС-1 должно стать применение в ее составе ЖРД на нетоксичных (малотоксичных) компонентах ракетного топлива (КРТ). В настоящее время к числу таких топлив относятся керосин, жидкий кислород и жидкий водород.
Топливная пара «кислород + керосин» широко применяется в ДУ российских РКН. За рубежом, кроме того, эксплуатируются ракеты-носители (PH) с кислородноводородными двигателями. В качестве перспективного экологически чистого топлива для транспортных космических систем рассматривается «кислород + метан (СПГ)».
Керосин представляет собой малотоксичное углеводородное соединение (4 класс опасности, ПДК в воздухе рабочей зоны 300 мг/м3). Заправка PH и другие технологические процессы с применением керосина хорошо отработаны, однако воздействие керосина на окружающую среду полностью исключить нельзя.
В случаях проливов керосина происходит его испарение с поверхности грунта, миграция по профилю грунта, сорбция составными частями грунта, взаимодействие с кислородом, водой и химическими элементами грунта. Скорость изменения содержания керосина в почве неравномерна: основная масса его теряется за два месяца. В дальнейшем процесс значительно замедляется, особенно при достижении концентраций в почве около 1,0... 1,5%. Одновременно с уменьшением концентрации керосина в почве за счет миграции идут процессы естественного фракционирования и разложения, химического и биологического окисления под действием атмосферного кислорода,
21
ультрафиолетового облучения и микроорганизмов. Аварийно большие проливы керосина при транспортировке и хранении маловероятны. Методы ликвидации загрязнений почв и грунтов керосином отработаны.
При одновременном проливе керосина и кислорода могут образовываться оксилик-виты, обладающие большой взрывоопасностью, один раз приведшие к разрушению стенда НПО «Энергомаш» при огневом испытании двигателя РД-170.
Керосин может оказывать на людей наркотическое действие, вызывать нарушение окислительно-восстановительных процессов, функций печени, раздражение при контакте со слизистыми оболочками желудочно-кишечного тракта и дыхательных путей. Вместе с тем, случаи отравления парами керосина редки.
При использовании кислородно-керосинового топлива воздействие на окружающую среду может иметь место лишь при аварийных ситуациях, связанных с разгерметизацией баков PH после их заправки обоими компонентами, что приводит к пожару и взрыву. Такие ситуации маловероятны, однако не должны исключаться из рассмотрения. Пожар сопровождается (в результате неполного горения) выделением токсичных веществ (в основном СО), что приводит к загрязнению местности. Эти процессы хорошо изучены, отработаны методы детоксикации грунта, очистки металлоконструкций и другие.
Выбросы продуктов сгорания кислородно-керосинового топлива, которые могут влиять на состояние атмосферы (СО, СО2, NO), малы и не приводят к экологически значимому загрязнению атмосферы. 80...85% продуктов сгорания составляют биологически нейтральные компоненты, например, вода.
Принципиально (в неблагоприятных погодных условиях, при высокой влажности) возможно образование кислотных туманов, однако их распространение и время существования незначительны.
В целом использование кислороднокеросинового топлива характеризуется приемлемым уровнем экологической безопасности.
В России создана и успешно функционирует инфраструктура, обеспечивающая производство, хранение и снабжение ракетно-космической отрасли различными сортами керосина (РГ-1, Т-1, Т-1пп, Т-6).
Жидкий кислород не токсичен, не горюч и не взрывоопасен. Являясь сильным окислителем, жидкий кислород резко повышает способность других материалов к горению. Ряд материалов (дерево, бумага, асфальт, уголь), пропитанные жидким кислородом, способны детонировать, поэтому для работы в контакте с кислородом могут использоваться только разрешенные материалы. При работах с ним реализуются специальные меры обеспечения безопасности эксплуатации. Технология работ с жидким кислородом должна исключать возможность неконтролируемого накопления в нем органических и других горючих веществ. Слив жидкого кислорода должен производиться в специально отведенных местах, имеющих покрытия, не содержащие органических материалов. В местах утечек или проливов жидкого кислорода также не должно быть покрытий, содержащих органические материалы. Объемная доля кислорода в воздухе рабочей зоны не должна превышать 23%. После пребывания в среде, обогащенной кислородом, не разрешается курить, использовать открытый огонь и приближаться к огню; одежда должна проветриваться не менее 30 минут. При попадании на открытые участки кожи криогенный жидкий кислород вызывает обморожение, а также поражает слизистую оболочку глаз, дыхательных путей и другие органы.
Обеспечение тепловой, в том числе криогенной, безопасности реализуется контролем допустимых значений температуры и влажности, исключением контакта персонала с кислородом и переохлажденными поверхностями оборудования (теплоизоляция, герметичность, удаление дренажных стоков от площадок обслуживания, автоматическое дистанционное управление), предотвращением воздействия прямых солнечных лучей и другими мерами.
В России создана и успешно функционирует инфраструктура, обеспечивающая производство, хранение и снабжение ракетно-космической отрасли жидким кислородом.
22
Жидкий водород в паре с жидким кислородом образует наиболее высокоэнергетическое из существующих ракетных топлив, поэтому устойчивой мировой тенденцией является увеличение масштабов его применения в области ракетно-космической техники (РКТ) всеми космическими державами.
Российские PH и РБ в настоящее время не используют кислородно-водородные ЖРД, однако в отечественной ракетно-космической отрасли накоплен значительный научно-технический, технологический и производственный потенциал для создания средств выведения космических аппаратов (КА) на кислородно-водородном топливе, в том числе:
• имеется опыт создания отечественных кислородно-водородных ЖРД с тягой до ~ 200 тс, соответствующих мировому уровню двигателестроения (создана система «Энергия - Буран», успешно проведены два пуска PH сверхтяжелого класса со второй кислородно-водородной ступенью большой размерности), разрабатываются перспективные ЖРД тягой до 10 тс;
• в рамках проекта создания PH GSLV накоплен опыт изготовления и эксплуатации кислородно-водородного блока 12 КРБ, а также соответствующей наземной инфраструктуры;
• эксплуатируется кислородно-водородная стендовая база и водородное производство (НИЦ РКП, КБХА, НИИМАШ);
• отработаны технологии крупнотоннажных поставок на космодром жидкого водорода железнодорожным транспортом.
Основными недостатками жидкого водорода являются низкая температура кипения (-253°С), малая плотность и высокая стоимость освоенного производства, приводящие к усложнению и удорожанию РКТ и ее эксплуатации. Однако с учетом существенного прироста энергомассовой эффективности средств выведения КА, целесообразность дальнейшего внедрения кислородно-водородного топлива, особенно на верхних ступенях PH и средствах межорбитальной транспортировки (РБ, межорбитальных буксирах и других) не подлежит сомнению.
В настоящее время в нашей стране и за рубежом разработаны методы промышлен
ного получения водорода из метана (СПГ). Водород, получаемый этими методами, в несколько раз (по оценке НИИМАШ в 3...5 раз [13]) дешевле, чем получаемый сегодня электролитическим методом.
Метан не ядовит, при сгорании в кислороде с оптимальным соотношением дает продукты сгорания, состоящие из водяного пара и двуокиси углерода. В отличие от керосина проливы метана (СПГ с содержанием метана не менее 95%) быстро испаряются, не нанося вреда окружающей среде.
По химическому составу метан содержит наибольшую процентную долю водорода в сравнении с другими углеводородными горючими и как ракетное горючее занимает промежуточное положение между водородом и керосином по своим физико-химическим свойствам:
молекулярный вес 16,047;
плотность при температуре
кипения 0,424 г/см3;
температура кипения -161,5°С;
температура плавления -184°С;
коррозионная активность не активен;
токсичность слабо токсичен;
чувствительность к удару не чувствителен.
В сравнении с керосином метан обладает следующими преимуществами:
• стоимость сжиженного метана вдвое ниже стоимости керосина;
• прирост удельного импульса ЖРД на метановом топливе превышает 20 с;
• температура продуктов сгорания с кислородом снижается на ~ 200° при одинаковых внутрикамерных параметрах;
• сгорание метана не вызывает сажеобра-зования;
• метан превосходит керосин по охлаждающим свойствам в широком диапазоне соотношений окислителя и горючего.
Недостатками метана в сравнении с керосином являются:
• более низкая температура кипения;
• меньшая плотность;
• необходимость доработок имеющейся инфраструктуры, средств транспортировки, хранения КРТ для использования нового компонента.
23
Концентрационные пределы воспламенения и взрываемости метана, водорода и паров бензина Таблица 1
Газ(пар) Температура воспламенения, °C Предельные объемные взрывоопасные концентрации смеси, %
с воздухом с кислородом с воздухом с кислородом
нижний верхний нижний верхний
Метан 650...750 560...700 5,3 14 5,1 61
Бензин 500 — 0,8...1,4 5...7,4 — —
Водород 580...590 580...590 4,0 75 4,0 94
Концентрационные пределы воспламенения и взрываемости при нормальных условиях метана, водорода и паров бензина [7] приведены в таблице 1.
Из таблицы видно, что температура воспламенения метана и нижний предел его взрывоопасной концентрации выше, чем у водорода и паров бензина, то есть метан менее взрывоопасен в области малых концентраций в сравнении с другими углеводородными горючими.
В целях пожаровзрывопредупреждения при надлежащей герметичности достаточно в отсеке, содержащем метановые системы, иметь датчики концентрации метана и систему продувки этого отсека воздухом или нейтральным газом (азотом) по команде датчика концентрации. Такой способ пожаровзрывопредупреждения применялся при опытной эксплуатации самолета Ту-155 с использованием водорода и вертолета Ми-8ТГ с использованием пропанобутано-вого топлива АСКТ [9].
Можно дополнительно отметить, что при широком применении в бытовых условиях природного газа, на 84...92% состоящего из метана, отдельные случаи возникновения пожаров и взрывов бытового газа возникали в основном из-за несоблюдения правил безопасной эксплуатации газового оборудования.
В целом, эксплуатация метана в качестве КРТ не потребует каких-либо дополнительных мер пожаровзрывопредупреждения, не применявшихся ранее.
При достигнутом в ракетно-космической отрасли и эксплуатирующих организациях высоком уровне культуры производства, испытаний и эксплуатации взрывоопасных веществ, применение метана не будет связано с новыми проблемами эксплуатационного характера.
Плотность сжиженного метана в 6 раз выше, чем плотность сжиженного водорода, но в ~ 2 раза ниже, чем плотность керосина. Меньшая плотность ведет к соответствующему увеличению размеров бака жидкого метана по сравнению с керосиновым баком. Однако с учетом более высокого соотношения расходов окислителя и горючего, составляющего ~ 3,5 для топлива «метан + кислород» и ~ 2,7 — для топлива «керосин + кислород», общий объем заправляемого топлива «метан + кислород» увеличивается только на ~ 20% по сравнению с топливом «керосин + кислород».
Можно ожидать, что освоение метана в интересах ракетно-космической отрасли также не потребует преодоления сложных проблем с учетом накопленного значительного научно-технического, технологического и производственного потенциала по кислородно-водородному направлению развития РКТ. При этом следует учитывать, что водородные системы более сложны в эксплуатации по сравнению с метановыми, в первую очередь, по причине более низкой температуры кипения водорода (-253°С) и его малой плотности.
К настоящему времени в России и в мире разработаны, испытаны и внедрены все основные элементы, необходимые для широкомасштабного развертывания инфраструктуры производства, транспортирования и хранения жидкого метана. Созданы и функционируют заводы по производству СПГ мощностью до 3 т/ч, системы хранения, резервуары, опытные образцы железнодорожных и автомобильных цистерн для перевозки метана. Разработаны установки СПГ производительностью до 250 т/ч.
Криогенная промышленность в состоянии достаточно быстро создать необходи-
24
мне мощности для производства метана в России. Широкий спектр комплексных решений по созданию оборудования СПГ показан на рисунках 1 и 2 на примере опыта ОАО «Криогенмаш».
В России сосредоточено до 40% мировых запасов природного газа, содержащего до 95% метана [11].
В рамках крупнейшего в мире нефтегазового проекта «Сахалин-2» создан завод
большой мощности по производству СПГ (запуск состоялся 18.02.2009 г.). Выход на проектную мощность 9,6 млн. т/год запланирован на 2010 год. Предприятие имеет развитую криогенную инфраструктуру, включая два изотермических резервуара, каждый объемом 100 тыс. м3, для первичного хранения произведенного СПГ. Введен в эксплуатацию газопровод Сахалин - Хабаровск.
Газификация
Резервное топливо
Миниэнергетика Транспорт
Рис. 1. Комплексные решения для СШ' от ОАО «Криогенмаш»
КРИОГЕНМАШ
Криогенные воздухоразделительные установки
системы
Мембранные газоразделительные системы, КЦА
Системы хранения, транспортирования
Оборудование и технологии природного и попутного газов, СПГ
Гелиевые и водородные
и газификации
Рис. 2. Решения ОАО «Криогенмаш» по созданию оборудования СПГ
25
Рис. 3. Система обеспечения сжиженным природным газом космодрома «Восточный»
Уже сегодня головные организации по созданию на космодромах средств наземной инфраструктуры проводят работы в части решений по обеспечению СПГ космодрома «Восточный». В частности, рассматриваются предложения [13] по системе обеспечения сжиженным природным газом космодрома «Восточный» (рис. 3), которая должна развиваться поэтапно и включать следующие элементы:
на первом этапе:
• комплекс по производству СПГ в г. Хабаровске;
• железнодорожные цистерны для перевозки СПГ из г. Хабаровска в г. Углегорск;
• комплекс хранения и газификации СПГ на космодроме;
на втором этапе:
• строительство магистрального газопровода до г. Углегорска;
• строительство комплекса по производству СПГ на космодроме.
Для создания новых стационарных емкостей для хранения метана на космодроме могут быть использованы доработанные технологии создания кислородных емкостей.
Отдельно следует отметить широкие перспективы использования метана (СПГ) в качестве горючего для различных видов транспорта (морского, авиационного, автомобильного, железнодорожного, речного). В частности, полеты самолета Ту-155 с двига
телем НК-88, использующим водородное топливо и СПГ (120 часов налета), продемонстрировали возможность практического решения ключевых вопросов криогенного авиастроения и эксплуатации криогенной наземной инфраструктуры [9].
Таким образом, создание инфраструктуры для производства, транспортирования и хранения метана (СПГ) является общей задачей для отечественной промышленности.
Часть 2. Состояние разработки маршевых двигателей многоразового использования
Представлен анализ состояния разработки маршевых ЖРД многоразового использования, отвечающих ключевым требованиям к двигателям для перспективных многоразовых средств выведения: высокой надежности и безопасности, достаточной энергетической эффективности, в том числе по парированию отказов, простоты и минимизации объема межполетного обслуживания, экологическим стандартам.
Кислородно-керосиновые ЖРД
Создание и производство кислороднокеросиновых ЖРД хорошо освоено в нашей стране и за рубежом. Отработанные конструкторские решения, технология изготовления, сборки и испытаний обеспечивают приемлемый уровень надежности их эксплуатации при одноразовом применении.
26
Кислородно-керосиновые двигатели в целом отвечают современным экологическим требованиям.
Конструктивно как в нашей стране, так и за рубежом, кислородно-керосиновые ЖРД разрабатывались по открытой схеме или закрытой схеме с окислительным генераторным газом (ДОГГ). ЖРД, работающие по закрытой схеме с восстановительным генераторным газом, применения не нашли. Характеристики кислородно-керосиновых ЖРД для первых ступеней PH приведены в таблице 2.
Энергетические характеристики, конструктивное совершенство, технологичность производства, а также эксплуатационные параметры двигателей закрытой схемы с окислительным генераторным газом (серии РД-170, РД-180, РД-191 разработки НПО «Энергомаш») близки к предельно достижимым с учетом их работы в режимах с высокими внутридвигательными параметрами (давление в КС до 260 кгс/см2). По этой причине трудно реализуемо и форсирование тяги двигателей до уровней, превышающих 10... 15%. Дальнейшая их модернизация может заключаться в некотором усовершенствовании конструкции отдельных узлов или агрегатов, в применении новых материалов, в отдельных улучшениях технологических процессов, но без получения принципиально значимого эффекта.
Двигатель РД-170 создавался как многоразовый ЖРД, но особенности горючего
«керосин», схема с ДОГГ и высокие энергетические характеристики вызвали огромное количество сложностей при создании такой системы.
Двигатель РД-170 был сертифицирован для 10-кратного полетного использования. Программа сертификационных испытаний включала демонстрацию запаса по отношению к последнему использованию по числу ресурсных испытаний и числу включений. По данным НПО «Энергомаш» была подтверждена работоспособность в течение 17 полноресурсных испытаний и 25 включений при проведении огневых испытаний на стенде. Стоит отметить, что в летных испытаниях двигатель РД-170 более одного раза не использовался.
В ходе исследований НПО «Энергомаш» совместно с Институтом физической химии и электрохимии РАН в 2006 году проведена оценка состояния камеры, прошедшей 21 огневое испытание (суммарная наработка 4000 с) в составе двигателя РД-180. Предметом исследований являлась огневая стенка камеры, а целью - обнаружение твердых отложений со стороны охладителя, а также поиск дефектов в покрытии со стороны горячего газа и в основном материале стенки. По результатам исследований был сделан вывод о том, что предел работоспособности не достигнут, и камера может сохранять свою работоспособность в течение времени, соизмеримого с уже накопленным.
Кислородно-керосиновые ЖРД для первых ступеней PH Таблица 2
Тип ЖРД PH Удельный импульс (пустотный), с Тяга (земная), тс Схема ЖРД
Н-1 Saturn-1В 285 105 открытая
F-1 Saturn-5 300 690 открытая
РД-107 «Союз» 314 84 открытая
НК-33 Н-1 331 154 ДОГГ
РД-170, РД-171 «Энергия» «Зенит» 337 740 ДОГГ
РД-180 Atlas 337 390 ДОГГ
РД-191* «Ангара» 337 196 ДОГГ
РД0163* проект 312 200 открытая (БДВГГ)
* рассматриваются в проекте МРКС-1
27
В то же время, по оценкам ЦНИИмаш, одним из основных недостатков двигателя РД-191, унаследовавшего большинство основных конструктивных решений РД-170, являются трудности в реализации его многоразовости, требующей больших запасов по ресурсу, что трудно обеспечить при большой напряженности двигателя. Параметры двигателя РД-191 и его модификаций, также как и параметры американского многоразового ЖРД SSME, близки к предельно достижимым, поэтому для этих двигателей достижение большого ресурса до капитального ремонта является значительной проблемой, на что указывает опыт эксплуатации двигателя SSME.
К менее значимым недостаткам двигателя РД-191М (РД-191), применительно к его использованию в качестве маршевого двигателя ВРБ, также можно отнести:
• конструкция двигателя РД-191 создавалась как одноразовая и не в полной мере соответствует требованиям по ремонтопригодности для многоразовой эксплуатации (в части ее блочности, использования съемных деталей, например, лопаток турбины);
• не в полном объеме выполнены требования в части недопустимости в конструкции двигателя элементов, агрегатов и систем однократного использования (в частности, в конструкцию двигателя входят ампулы с пусковым горючим, рассчитанные на однократное использование).
Таким образом, создание ЖРД рассматриваемого типа даже с заявленной кратностью применения до 10 полетов (при требуемой кратности до 20...25, а в перспективе до 50) с учетом полного выполнения требований к многоразовым двигателям является сложной технической задачей, а дальнейшее увеличение кратности применения может стать проблематичным.
Достижение требуемого уровня безопасности для ЖРД с ДОГГ сопряжено со значительными, порою не оправданными трудностями и затратами, прежде всего, потому, что закрытая схема с окислительным ГГ имеет повышенную склонность к возгоранию, а аварийные процессы в высокотемпературной кислой среде развиваются настолько быстро, что оказывается практически невозможным создание эффективной
системы аварийной защиты двигателя, способной своевременно отключить аварийный ЖРД до взрыва (табл. 4).
Вместе с тем, применение ЖРД замкнутой окислительной схемы применительно к одноразовым средствам выведения, когда вопросы повторного использования ЖРД и многоразовых ускорителей не являются определяющими, абсолютно оправдано, благодаря высокой экономичности ЖРД и, как следствие, более высокой энергетической эффективности.
Снижение аварийности кислороднокеросиновых двигателей может быть достигнуто применением открытой или полуоткрытой схем (например, РД0163) но с заметными потерями в удельном импульсе.
К другим недостаткам многоразовых двигателей на кислородно-керосиновом топливе относятся следующие.
1. Межполетное обслуживание ЖРД связано со значительными временными затратами. Одной из наиболее проблемных операций является удаление остатков керосина из внутренних полостей двигателя.
При эксплуатации ВРБ очистку полостей ЖРД и сброс остатков КРТ из баков предполагается начинать сразу после выключения двигателей и разделения ступеней на баллистическом участке траектории их возвратного полета, используя при этом вакуум окружающей среды и аккумулированное во время работы ЖРД тепло в стенках камер сгорания и других агрегатов двигателя. Жидкий кислород при этом газифицируется и удаляется полностью (процесс продолжается на всем протяжении возвратного полета и при необходимости после посадки).
Опыт проведения операций слива керосина из различных двигателей одноразового применения при подготовке их к повторным стендовым испытаниям показывает, что полностью удалить горючее практически невозможно.
НПО «Энергомаш» допускает многоразовую эксплуатацию двигателя в течение всего заданного летного ресурса с остатками горючего в его полостях. Исходя из этого, вопрос о полном удалении остатков керосина на земле не считается обязательной операцией, однако это допущение требует в
28
дальнейшем дополнительного обоснования, в том числе с учетом действующего в эксплуатирующих организациях запрета на допуск в монтажно-испытательный комплекс (МИК) изделий с какими-либо остатками горючего в баках и полостях двигателя, а также существенными отличиями схем подготовки стендового испытания ЖРД и его межполетного обслуживания в составе многоразового ВРБ.
2. В процессе работы ЖРД на переходных режимах на внутренних поверхностях камеры сгорания и сопла образуется сажа [8]. Ее удаление является трудоемкой и продолжительной ручной операцией. По опыту НПО «Энергомаш», для полного удаления требуется почти полная разборка двигателя. В процессе очистки от сажи возможны случайные повреждения конструкции. Кроме того, ручная операция очистки от сажи требует определенных мер защиты обслуживающего персонала, что также влияет на время и затраты при проведении операций межполетного обслуживания ВРБ.
Очистка от сажи донной защиты многодвигательной МДУ с качающимися двигателями также представляет непростую задачу, для решения которой после каждого полета может потребоваться демонтаж донной защиты для ее очистки или замены.
Операция по удалению сажи особенно актуальна для двигателей многоразового применения. Оставшаяся после предыдущего применения сажа при последующем применении ЖРД под воздействием давления и высокой температуры может внедриться в поверхностный слой материала, где по химико-термическому воздействию типа «цементация» может произойти местное изменение прочностных свойств материала. Под воздействием циклического температурного и механического нагружения при многократном применении возможно расслоение материала (из-за неодинаковой деформации) с разрушением агрегата.
Не исключена также возможность отложения сажи на поверхности хвостового отсека ВРБ при работе ЖРД на большой высоте перед их выключением.
Следует также отметить, что вопросы сажеобразования в настоящее время активно изучаются, и в перспективе возможно появ
ление эффективных технологий по предотвращению сажеобразования и по удалению сажи.
3. Применение кислородно-керосиновых ЖРД с ДОГГ предъявляет повышенные требования к механической чистоте компонентов топлива, поступающих из баков в двигатели.
4. Защита от возгорания газовых трактов ЖРД с ДОГГ осуществляется за счет применения дорогостоящих специальных конструкционных материалов и технологически сложных теплозащитных покрытий.
Вышеперечисленные факторы приводят к повышению стоимости производства и эксплуатации ЖРД, а также к снижению реализуемого темпа пусков многоразовой РКП.
ЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента
КБХА выполнены расчетно-проектные проработки вариантов кислороднокеросиновых ЖРД с третьим компонентом, а также безгенераторных кислороднокеросиновых ЖРД с дожиганием и без дожигания восстановительного генераторного газа. В качестве третьего компонента для указанных двигателей предполагается использовать сжиженные газы - водород и аммиак (с массовой долей до 5,2%).
По оценкам КБХА применение таких схем ЖРД может обеспечить следующий эффект:
• отсутствие предпосылок к возгоранию материалов газовых трактов турбин благодаря снижению температуры газов перед турбиной до уровня не выше 750К;
• снижение давление кислорода и керосина на выходе из насосов до 250...300 кгс/см2, давления в КС - до 160... 190 кгс/см2;
• возможность получения удельного импульса тяги на уровне значений для схемы с дожиганием окислительного генераторного газа.
29
Кислородно-метановые ЖРД для первых ступеней PH
Таблица 3
Тип ЖРД Тяга, тс (земная/пустотная) Удельный импульс тяги, с (земной/пустотный) Масса ЖРД, кг Разработчик
«Волга» 200/225,8 310/350 3200 КБХА
«Волга» 196/212,6 324,4 / 352 2250 НПО «Энергомаш»
РД-19О (проект «Рикша») 90/102 309/351 1470 НПО «Энергомаш»
РД-192* 197,6/214,2 333,4/358 2250 НПО «Энергомаш»
РД0162* 203,87 / 225,87 323,1 /358 2100 КБХА
* рассматриваются в проекте МРКС-1
Наряду с преимуществами вышерассмотренных технических решений по использованию дополнительного компонента топлива, следует отметить, что эксплуатация многоразовых ЖРД в этих вариантах будет сопряжена с теми же недостатками, что и эксплуатация кислородно-керосиновых ЖРД без добавления третьего компонента.
Кроме того, целесообразность введения третьего компонента топлива должна оцениваться по влиянию такого решения на характеристики многоразовой ракетной ступени, МРКН и МРКС-1 в целом с учетом всей совокупности дополнительных бортовых и наземных систем, обеспечивающих применение такого компонента.
Кислородно-метановые ЖРД
Определенные разработчиками технические характеристики кислородно-метановых двигателей ближайшей перспективы, находящихся в стадии разработки для первых ступеней средств выведения, представлены в таблице 3.
На примере двигателя РД0162 [2] можно проиллюстрировать некоторые основные технико-эксплуатационные характеристики, определяющие соответствие метанового ЖРД для применения на первых многоразовых ступенях перспективных космических PH:
• для обеспечения умеренного уровня прочностной напряженности выбрано давление в КС на сравнительно невысоком уровне 175 кгс/см2;
• необходимая мощность на валу турбонасосного агрегата (ТНА) реализуется при
низких температурах газов перед турбинами (315 °C), что создает хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно позволяет исключить опасность возгорания элементов газового тракта конструкции (порог поджига конструкционной стали ~ 450°С);
• практически полное отсутствие конденсированных продуктов сгорания по линии восстановительного газа в значительной степени исключает вопросы, связанные с сажеобразованием;
• криогенность обоих компонентов упрощает очистку магистралей двигателя от остатков топлива и продуктов сгорания при межполетном обслуживании;
• наличие избыточного запаса мощности на валу ТНА позволяет реализовывать форсированные режимы двигателя (до +35%) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.
При этом, по оценкам ЦНИИмаш, энергомассовые характеристики двигателя РД0162 далеки от предельно достижимых.
Сравнительные оценки показателей безопасности применения кислороднокеросиновых и кислородно-метановых двигателей в составе многоразового носителя, характеризующиеся скоростью протекания аварийных процессов, быстродействием и эффективностью системы аварийной защиты (САЗ) и возможными аварийными последствиями, представлены в таблице 4.
Из представленных данных видно, что кислородно-метановые ЖРД с восстановительным ГГ, рассматриваемые в проекте МРКС-1, позволяют реализовать эффективную САЗ и могут обеспечить требуемый
уровень безопасности их применения в составе в многоразового носителя.
К числу основных преимуществ таких кислородно-метановых ЖРД также можно отнести следующие:
1. Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД при умеренно напряженных параметрах (давление в КС 160... 190 кгс/см2) обеспечивают удельный импульс тяги примерно на 20 с выше по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД с высоконапряженными параметрами (давление в КС до 260 кгс/см2).
2. Более низкая по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД температура газов перед турбиной является предпосылкой для создания многоразового двигателя с большой кратностью применения, поскольку ресурс турбины обратно пропорционален температуре.
3. После останова двигателя остатки метанового топлива и жидкого кислорода газифицируются и удаляются полностью из магистралей двигателя и баков на баллистическом участке траектории возвратного полета ВРБ, что существенно упрощает и удешев
ляет послеполетное обслуживание двигателя при его многоразовом использовании.
4. Из-за отсутствия коксообразования при сгорании метанового горючего могут быть созданы высокоэффективные ЖРД с восстановительным газогенератором, аварийность работы которых по имеющимся оценкам в 4...8 раз ниже, чем у ЖРД, работающих по окислительной схеме. Кроме того, стоимость двигателей, работающих по восстановительной схеме, значительно ниже, чем двигателей, работающих по окислительной схеме.
5. Кислородно-метановые ЖРД с умеренно напряженными параметрами (давление в КС 160... 190 кгс/см2) позволяют реализовать форсирование тяги до уровня, обеспечивающего горячее резервирование ЖРД (33... 35%).
6. Кислородно-метановые двигатели в полной мере отвечают требованиям самых строгих экологических стандартов.
Таким образом, создание кислороднометановых ЖРД представляет особый интерес с учетом перспектив их использования в составе многоразовых средств выведения, в том числе МРКН.
Показатели безопасности кислородно-керосиновых и кислородно-метановых ЖРД Таблица 4
Компоненты топлива кислород + керосин кислород + метан
Схема ЖРД ДОГГ ДВГГ
Состав генераторного газа, % О2 91 Н2О 4 СО2 5 О2 СН4 55 Н2О 6 Н2 24 СО2 6 СО 12
Требования к обеспечению чистоты баков, мг/м3 0,05...0,1 3...5.2
Время Дтав протекания аварии газового тракта до потери герметичности, с ДТав< 0,02...0,06 АТав> 0,1...0,5
Быстродействие САЗ по отсечке топливной магистрали, с Атсаз* - 0,08...0,1 (в перспективе 0,06...0,08)
Коэффициент охвата САЗ 0,5...0,6 0,90...0,95
Последствия аварий (после отключения САЗ топливных магистралей) САЗ не срабатывает (Атсаз > Атав), разрушение ДУ, отсека и блока (при наличии инициаторов) Разрушение двигателя без вскрытия газового тракта и затухание процесса
Ожидаемое количество отказов на 1000 полетов 10...40 1...5
* без учета воздействия гидроударов на ЖРД и PH
31
К настоящему времени по кислородно-метановому направлению ракетного двига-телестроения накоплен значительный научно-технический задел как в нашей стране, так и за рубежом. В частности, уже в середине 1960-х годов в США были выполнены проектно-конструкторские разработки, показавшие преимущества использования метана в качестве горючего для КА, разгонных блоков и ракетных ступеней. В 1970-х годах осуществлялись экспериментальные программы по созданию кислородно-метановых ЖРД большой тяги. В Японии со второй половины 1980-х годов проводились работы по ЖРД с использованием метана, в частности, в рамках проекта создания «экономичной» PH GX.
В России выполнен значительный объем научно-исследовательских и экспериментальных работ в интересах оценки возможности и целесообразности создания кислородно-метановых ЖРД и подтверждения принципиальной реализуемости перехода на метановое горючее, в том числе:
• с 2002 года НПО «Энергомаш», КБХА и ИЦ им. М.В. Келдыша участвуют в работах по Евро-Российскому проекту «Волга» и по дальнейшему исследованию и проектированию ЖРД на кислородно-метановом топливе;
• проектные проработки и экспериментальные исследования кислороднометановых двигателей для ракетно-космического комплекса «Рикша» (ГРЦ «КБ им. академика В.П. Макеева», НПО «Энергомаш»);
• работы КБХА, включая:
а) проектные проработки по ЖРД тягой 5...200 тс, показавшие возможность создания двигателей на топливе «СПГ + кислород» (1994... 1995 годы);
б) демонстрация возможности замены керосина на СПГ для двигателя РД0110 тягой 30 тс (два пуска ЖРД в 1998 году);
в) исследования характеристик экономичности и устойчивости рабочего процесса на модельной камере сгорания тягой 2 тс при использовании топлива «СПГ + кислород» (2001 год);
г) аналитические и проектные исследования по контракту с французской фирмой «Снек-
ма Моторе» по многоразовому ЖРД тягой 200 тс (2002.. .2005 годы);
д) проектные работы по многоразовому ЖРД тягой 200 тс по заказу ИЦ им. М.В. Келдыша в рамках ОКР «Двигатель-2015» (2006.. .2009 годы);
е) экспериментальные исследования характеристик смесеобразования, охлаждаемое™ конструкции и устойчивости рабочих процессов на модельной камере сгорания тягой 2 тс, работающей на генераторном газе с избытком кислорода и газообразном метане (2008 год);
ж) теоретические и проектные работы по ЖРД тягой 10 тс по контракту с итальянской фирмой «ФИАТ-АВИА» (2006...2009 годы); и) шесть огневых испытаний безгенератор-ного двигателя РД0146 тягой Юте, доработанного для использования топлива «СПГ + кислород» (2008 год);
к) разработка ряда проектов ЖРД многоразового использования на топливе «СПГ + кислород» по ТЗ ИЦ им. М.В. Келдыша, в том числе в рамках ОКР «Двигатель-2015» выпущен эскизный проект многоразового двигателя РД0162;
• работы КБХМ им. А.М. Исаева, включая:
а) проектные проработки по исследованию кислородно-метанового двигателя в 1994 году в рамках НИР «Свеча», включая испытания двигателя С7.84.140-0;
б) автономные испытания натурного газогенератора двигателя КВД1 на топливе «СПГ + кислород», 13 включений ГГ подтвердили его работоспособность. В процессе испытаний были проверены режимы работы газогенератора в диапазоне давлений 30...65 кг/см2 при соотношении компонентов 0,30...0,65 (1996 год);
в) огневые испытания в 1997 году рулевого блока двигателя КВД1 на компонентах топлива «жидкий кислород + природный газ». В процессе испытания было сделано 6 включений блока с суммарной наработкой более 450 с;
г) 5 огневых испытаний полноразмерного двигателя КВД1, доработанного для использования топлива «СПГ + кислород», которые подтвердили принципиальную возможность создания ЖРД на этом топливе (1997 год);
32
д) разработка в 1999 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (четырехкамерный)»;
е) экспериментальные работы на базе двигателя КВД1 (по контракту с фирмой Snecma), в ходе которых исследовались возможности создания кислородно-метанового ЖРД для PH типа «Ариан» (2005.. .2007 годы);
ж) огневые испытания модельной камеры тягой 200 кгс (по теме «Метан-2» по контракту с фирмой Aerojet), подтвердившие возможность использования СПГ для охлаждения камеры в реальных условиях охлаждающего тракта камеры (2005.. .2007 годы);
з) разработка и изготовление двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 тягой 7,5 тс для пары топлива «жидкий кислород + СПГ» в 2006 году в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ»;
и) проведение в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневых испытаний (в 2007 и 2009 году) двух экземпляров двигателя С5.86.1000-0 на стенде НИЦ РКП продолжительностью 68 с и 60 с. Подтверждение этими испытаниями правильности принятых конструктивных решений и стабильности характеристик двигателей на режимах с различными сочетаниями тяги и соотношения расходов компонентов;
к) разработка в 2008 году по исходным данным ОАО «ГРЦ им. академика В.П. Макеева» технического предложения «Кислородно-метановый двигатель тягой 30 тс (однокамерный)»;
л) запланированное на 2010 год в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» огневое ресурсное испытание двигателя С5.86.1000-0 со временем работы не менее 1000 с для экспериментальной проверки отсутствия накопления твердой фазы как в тракте охлаждения камеры, так и в газовом тракте;
м) планируемые в 2011 году работы по доработке двигателя С5.86.1000-0 в части турбонасосного агрегата и камеры с целью оптимизации работы двигателя на стационарных режимах и запуска двигателя;
• проработки варианта PH «Ангара» с использованием топлива «метан + кислород» (ЦНИИмаш, ИЦ им. М.В. Келдыша).
На рисунках 4...6 показаны отдельные элементы имеющегося научно-технического задела по кислородно-метановым ЖРД, включая модельные двигатели, экспериментальные ЖРД и установки.
Продолжительность и стоимость полного цикла создания «с нуля» ЖРД различных схем, по оценкам НПО «Энергомаш», существенно не отличаются. Сроки могут быть значительно сокращены в случае перевода на метан существующих кислороднокеросиновых двигателей РД-120, РД-170 и других. При этом может быть использовано до 70% материальной части ЖРД - прототипа [4].
Результаты технико-экономических расчетов, выполненных ИЦ им. М.В. Келдыша на основании обобщенных статистических данных по затратам на разработку и изготовление ЖРД, показывают, что трудоемкость и стоимость изготовления ЖРД существенно зависят от давления в камере сгорания, определяющего мощность ТНА. Понижение давления в КС метанового ЖРД до ~150 кг/см2 позволяет уменьшить стоимость его изготовления почти в 1,5 раза при сохранении существующей технологии производства [4]. Этого достаточно не только для компенсации некоторого увеличения стартовой массы PH (не более 10%) или снижения грузоподъемности PH из-за уменьшения удельного импульса ЖРД (на 11... 14 с), но и для сокращения затрат (стоимости пуска PH на 10... 15% при оптимальном выборе ЖРД).
Кислородно-метановые двигатели находятся практически на начальной стадии создания. Однако, учитывая их очевидные преимущества по сравнению с кислороднокеросиновыми двигателями применительно к использованию в составе многоразовых средств выведения (потенциально более высокую степень безаварийности, исключение саже- и коксообразования), целесообразно провести дополнительные исследования по обоснованию выбора между кислороднокеросиновым двигателем (типа РД-191М) и кислородно-метановым (разработка КБХА). На текущем этапе предпочтение отдается ЖРД на кислородно-метановом топливе. Для возвращаемого блока немаловажно также то, что удаление остатков криогенного метана (так же, как и кислорода) будет
33
осуществляться за счет его естественного испарения еще на этапе спуска ВРБ. Это значительно упрощает и удешевляет эксплуатацию изделия.
По мнению специалистов ЦНИИмаш выбор кислородно-метанового двигателя для применения в составе многоразовой первой ступени МРКС-1 является вполне обоснованным.
На базе двигателя-прототипа РД-0110 (кислород-керосин): Давление в КС, МПа 5,85 Соотношение компонентов в КС 3,11 Температура в газогенераторе, К 1000 Расход метана, кг/с 4,63 Двигатель С5.86.1000-0 на базе двигателя-прототипа КВД-1 (кислород-водород): Тяга двигателя, кН 51,0.. .69,4 Давление в КС, МПа 4,27... 6,18 Соотношение компонентов 1,9... 2,67 Температура генераторного газа, К 900... 1000
расход кислорода, кг/с 14,42
Расход метана на охлаждение, кг/с 4,1
Рис. 4. Модельные двигатели на топливе «кислород-метан»
Окислитель жидкий кислород
Горючее жидкий метан
Давление в КС, МПа 8...10
Соотношение расходов КРТ в КС 2,0...3,0
Температура в газогенераторе, К 800... 1000
Тяга, кН 15...20
Геометрическая степень расширения 8,9
Рис. 5. Экспериментальные ЖРД и установки на топливе «кислород-метан»:
а - экспериментальный ЖРД на топливе «метан + кислород»;
б - экспериментальная установка для исследования долговечности криогенных подшипников, контактных поверхностей уплотнений, фланцевых соединений;
в - экспериментальная установка для исследования работы конструкционных материалов при термоциклических нагрузках;
г - экспериментальный ЖРД на стенде
34
Рис. 6. Экспериментальные ЖРД и установки на топливе «кислород-метан»:
а - двигатель С5.86.1000-0;
б - огневое испытание двигателя С5.86.1000-0 на стенде ФКП «НИЦ РКП»;
в - установка двигателя С5.86.1000-0 на стенд ФКП «НИЦ РКП»;
г — заправка стендовых емкостей СПГ (ФКП «НИЦ РКП»)
Использование имеющегося задела может обеспечить экономию средств на этапе разработки, но не гарантирует преодоление недостатков существующих ЖРД и достижение нового качества, отвечающего в полном объеме требованиям экономичности, надежности и безопасности. В целом совместное влияние снижения стоимости производства, увеличения безопасности (безаварийности) и кратности кислородно-метановых ЖРД, по оценке ЦНИИмаш, позволит примерно в 2 раза снизить стоимость жизненного цикла ЖРД с учетом затрат на их разработку и изготовление, а также ущерба от возможных отказов в период эксплуатации [4].
Таким образом, ЖРД на метановом горючем обладают потенциально более высокой надежностью и безопасностью, чем
ЖРД предыдущих поколений (в частности, керосиновых двигателей «кислой» схемы), обладают достаточной энергетической эффективностью для парирования некоторых потерь массовой отдачи ракетных конструкций, обусловленной более низкой плотностью метана, выполняют требования простоты и минимизации объема межполетного обслуживания, соответствуют всем экологическим стандартам, то есть наиболее полно отвечают ключевым требованиям к двигателям для перспективных многоразовых средств выведения, в частности МРКС-1.
Отечественные двигателестроительные предприятия и отраслевые институты к настоящему времени провели значительный объем исследовательских, расчетных, проектных и экспериментальных работ как в обоснование принципиальной реализуемо-
35
ста перехода на метановое горючее, так и в направлении практического создания делового ЖРД на компонентах топлива «кисло-род-метан (СПГ)», что позволяет с уверенностью говорить о реализуемости заявляемых предприятиями-разработчиками технических характеристик перспективных двигателей и сроках их создания.
Часть 3. Варианты МРКН с использованием ЖРД первых ступеней на различных компонентах топлива
Представлен анализ энергомассовой и надежностно-экономической эффективности вариантов многоразовых РКН, применяющих различные виды ракетных топлив. Показана целесообразность применения метанового топлива для двигательных установок первой ступени МРКС-1.
Анализ энергомассовых характеристик МРКН с кислородно-керосиновыми
и кислородно-метановыми ЖРД
При определении облика вариантов МРКН на заданные грузоподъемности в основу положен принцип создания семейства или ряда РКН, обеспечивающих выведение полезных грузов разной массы, из унифицированных элементов: ускоритель I ступени - многоразовый возвращаемый ракетный блок (ВРБ) и ускоритель II ступени -одноразовый блок выведения (БВ). Рассмотрены два унифицированных ряда PH, отличающиеся типом используемых КРТ ВРБ, -«керосин + кислород» и «метан + кислород». В качестве топлива БВ используется «водород + кислород». Варианты МРКН в каждом ряду рассчитаны для выведения заданных по массам полезных нагрузок.
Каждый из рядов построен на основе одного варианта ВРБ, при этом ВРБ («керосиновый» или «метановый») в каждом ряду имеет одинаковые габариты и соответствующие заправки топливом (при необходимости с недозаправкой). Ракетный блок одноразового ускорителя II ступени (БВ) унифицирован для любого ряда МРКН. Габариты БВ определены по потребному запасу рабочего топлива для варианта МРКН грузоподъемностью 35 т. По результатам рас
четов такой блок должен иметь один маршевый двигатель РД-0120.
В свою очередь, потребные запасы рабочего топлива, а, следовательно, и характерные габариты ВРБ определены в результате серии баллистических расчетов вариантов МРКН на грузоподъемность ~ 20 т и ~ 45 т с принятым ракетным блоком ускорителя II ступени.
Как отмечалось ранее, другим основополагающим принципом, значительно влияющим на энергомассовые характеристики вариантов МРКН и на требования к МДУ ВРБ, является выполнение требования по решению задачи выведения полезного груза при отказе одного из ЖРД в составе МДУ ВРБ. Такая задача решается, когда МДУ ВРБ выполнена многодвигательной, состоящей из «связки» четырех ЖРД (для заданного диапазона масс полезной нагрузки потребная размерность двигателя по тяге Рном ~ 200 тс). В этом случае при отказе одного из ЖРД обеспечивается не только увод МРКН от стартовых сооружений, но и сохранение многоразовой матчасти - ВБР, а также выведение полезной нагрузки на заданную НОО с одним неработающим (даже с нулевой секунды) ЖРД МДУ ВРБ. Для этого ЖРД должны обладать возможностью «горячего резервирования» за счет форсирования в достаточной степени работающих двигателей (при условии безаварийного отключения отказавшего ЖРД).
В соответствии с результатами исследований, полученных в рамках выполнения аванпроекта по МРКС-1, разработанного ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, с учетом выбранного варианта использования четырех двигателей в составе МДУ ВРБ степень форсирования для обеспечения «горячего» резервирования ЖРД должна составлять не менее 33%.
Таким образом, варианты МРКН (для каждого ряда по типу КРТ) на разную грузоподъемность имеют один или два унифицированных ВРБ с четырехдвигательной МДУ (посадочная масса ВРБ ~ 50 т) и один или два унифицированных ракетных блока одноразового ускорителя II ступени (рис. 7).
Указанные принципы явились главными условиями при сравнительной оценке пред
36
ложенных к настоящему времени и рассматриваемых ниже вариантов ЖРД для МДУ ВРБ. Эти принципы рассматривались также в сочетании с конструктивно-компоновочными решениями и характерными особенностями по параметрам траектории выведения многоразовой РКН, не присущими облику и баллистике выведения одноразовых PH.
Рис. 7. Унифицированные варианты МРКН с различной грузоподъемностью (Мпг на НОО):
а - 35 т; б - 47 т; в - 23,3 т
Учитывалось также и то, что концепция многократности использования возвращаемого ракетного блока первой ступени МРКН естественным образом относится и ко всем его системам, включая маршевый ракетный двигатель, к которому предъявляются соответствующие требования по эксплуатации, высокой надежности и безопасности.
В вариантах ВРБ все двигательные установки - МДУ, РСУ и ВРДУ - используют единое горючее (керосин или метан). Соответствующие совместные проработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева с разработчиками двигательных установок систем управления и возврата ВРБ проводятся.
При проведении проектно-баллистических расчетов принимались следующие положения и исходные данные.
1. Аэродинамическая компоновка ВРБ - с прямым крылом. Геометрические параметры ВРБ получены из условия его подобия многоразовому ускорителю (МУ) «Байкал»
при соответствующих характерных диаметрах. Характерные диаметры корпуса ВРБ и запасы рабочего топлива приведены в таблице 5.
2. Одноразовые ускорители II ступени состоят из унифицированных ракетных блоков диаметром 5000 мм, каждый из блоков имеет один ЖРД РД-0120 и запас рабочего топлива «водород + кислород» 210 т.
3. Энергетическая эффективность вариантов МРКН с рассматриваемыми ЖРД МДУ ВРБ оценивалась по результатам проектнобаллистических расчетов с определением максимальной массы полезной нагрузки, выводимой на НОО.
4. Баллистические расчеты проводились при типовых условиях выведения ПГ на НОО высотой 200 км и наклонением 51,6° с учетом следующих ограничений, влияющих на условия нагружения и нагрева безтепло-защитной конструкции ВРБ:
• скоростной напор - не более 3,0 тс/м2;
• число Маха в момент разделения - не более 7,2;
• зависимость угла наклона траектории в момент разделения от числа Маха при разделении - в соответствии с материалами аванпроекта.
Реализация принятых условий и ограничений осуществляется управлением тягой ЖРД обоих ускорителей (главным образом, дросселированием) в пределах, допустимых техническими характеристиками двигателей, и выбором угла наклона траектории.
5. Технические характеристики ЖРД ВРБ принимались в соответствии с таблицей 6.
Характерные диаметры корпуса вариантов
ВРБ и запасы рабочего топлива Таблица 5
Характерный диаметр ВРБ, мм Запас рабочего топлива ВБР, т
«керосин + кислород» «метан + кислород»
4100 360 295
4250 410 330
Из баллистических расчетов на этапе разработки аванпроекта известно, что удвоение числа унифицированных элементов (ВРБ и ракетного блока ускорителя II ступени) по сравнению с вариантами МРКН грузоподъемностью 23,3 т приводит одновременно к удвоению выводимой массы полез
37
ного груза, то есть к вариантам МРКН грузоподъемностью ~ 47 т. На основании этого варианты МРКН грузоподъемностью ~ 47 т ниже не показаны.
Результаты проектно-баллистических расчетов энергомассовых характеристик вариантов МРКН с различными типами ЖРД ВРБ представлены в таблицах 7 и 8.
По результатам анализа энергомассовых характеристик вариантов МРКН можно отметить следующее.
1. Использование в составе ВРБ двигателей РД-191М отвечает требованиям по построению унифицированного ряда МРКН с заданными уровнями грузоподъемности. В то же время заявленный НПО «Энергомаш» уровень форсирования (+15% от РНОм) недостаточен для выполнения задачи выведения при отказе одного из ЖРД, а дальнейшее форсирование не представляется возможным, так как сопряжено с работой его конструкции при сверхвысоких уровнях давления. Кроме того, недостаточно обоснована эффективность САЗ для двигателя такого типа.
2. Использование в составе ВРБ двигателей РД0163 также отвечает требованиям по построению ряда МРКН. Однако по показателю Цпг варианты МРКН с двигателями РД0163 имеют меньший уровень весового
совершенства в сравнении с МРКН, использующими двигатели РД-191М, по причине более низкого удельного импульса тяги двигателя РД0163 открытой схемы.
Заявленный КБХА уровень форсирования двигателя (+33%) обеспечивает возможность решения задачи выведения ПГ в любом варианте МРКН при отказе на любом этапе выведения одного из четырех ЖРД на одном или на обоих ВРБ. В варианте К-2-1 для обеспечения стартовой перегрузки ~ 1,1 при отказе двигателя ВРБ на первых секундах полета, старт осуществляется при работе всех ЖРД ВРБ на режиме 110%РНом- По оценке КБХА, эксплуатация двигателя на таком режиме тяги допускается без ограничения ресурса и кратности применения. На 15с полета тяга ЖРД переводится на номинальный режим и далее регулируется по принятой циклограмме.
3. «Метановые» ряды МРКН разной грузоподъемности могут быть реализованы с двигателями РД-192 и РД0162. В обоих случаях заявленные НПО «Энергомаш» и КБХА уровни форсирования двигателей РД-192 и РД0162 (33...35%) обеспечивают возможность решения задачи выведения ПГ при отказе на любом этапе выведения одного из четырех двигателей ВРБ (на одном или двух ВРБ).
Рассматриваемые варианты ЖРД для первой ступени МРКН Таблица 6
ЖРД РД-191М РД-192 РД0163 РД0162
Разработчик НПО «Энергомаш» КБХА
Топливо РГ-1 + О2 СН4 + О2 РГ-1 + О2 СН4 + О2
Схема двигателя ДОГГ двгг БДВГГ ДВГГ
Тяга номинальная, на уровне моря в вакууме тс: 196,0 212,6 197,62 214,2 200,0 224,32 203,87 225,87
Удельный импульс тяги, на уровне моря в вакууме с: 309,0 337,0 333,4 358 278,3 312,0 321,3...323,1 356...358
Соотношение расходов КРТ 2,72 3,5 2,15 3,5
Давление в КС, кгс/см 262 210 160 175,3
Диаметр среза сопла, мм 1445 1445 1650 1650
Масса двигателя «сухая», кг 2460 2250 2696 2100
Диапазон регулирования тяги, % Рпои -70...+15 -40...+33 -70...+33 -70...+35
Угол качания камеры, град ±8 в двух плоскостях + 8 в двух плоскостях + 13 в двух плоскостях + 13 в двух плоскостях
38
Варианты МРКН грузоподъемностью Afnr ~ 20 т
Таблица 7
А 1 S я ©фн А \ 1 l<i КГ 1x1 К © й|
ВРБ
Состав МДУ: 1 ВРБ х 4 ЖРД типа РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Тип ракетного топлива керосин + кислород метан + кислород
Запас рабочего топлива, т 360 410 295 330
Ускоритель II ступени
Состав МДУ 1 х р; (-0120
Тип ракетного топлива водород + кислород
Запас рабочего топлива, т 21 10
Стартовая масса МРКН, т 680,3 731,1 612,4 649,7
Масса ПГ на НОО, т 24,5 24,5 23,0 24,47
Pnr(Afnr/AfCT), % 3,6 з,з 3,76 3,76
ЧИСЛО Мразд. 6,53 6,49 5,91 6,23
Перегрузка стартовая 1,37 1,41* 1,53 1,48
Перегрузка стартовая при отказе одного ЖРД ВРБ с нулевой секунды с форсированием тяги работающих ЖРД до максимального уровня 1,21 1,29 1,53 1,48
* старт при работе всех ЖРД ВРБ в режиме тяги 110% Риоы (допустимо без ограничения ресурса и кратности применения)
Варианты МРКН грузоподъемностью Мт ~ 35 т
Таблица 8
/ г > 4s Ч 5 § да г -4 =а ф- Г а ч Й S ф- / г > t 4 к & 4-
ВРБ
Состав МДУ: 2 ВРБ х 4 ЖРД типа РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Тип ракетного топлива керосин + кислород метан + кислород
Запас рабочего топлива, т 605* 705* 550* 580*
Ускоритель II ступени
Состав МДУ 1 х Р£ (-0120
Тип ракетного топлива водород + кислород
Запас рабочего топлива, т 21 [0
Стартовая масса МРКН, т 993,9 1097,8 937,8 969,0
Масса ПГ на НОО, т 35,0 35,16 35,95 35,9
РптСМг/Мг), % 3,52 3,2 3,83 3,7
ЧИСЛО Мразд. 7,03 7,01 7,16 7,16
Перегрузка стартовая 1,73 1,59 1,84 1,84
Перегрузка стартовая при отказе одного ЖРД ВРБ с нулевой секунды с форсированием тяги работающих ЖРД до максимального уровня 1,51 1,59 1,84 1,84
* «недозаправка» топливом с целью ограничения величины Л/ра3д.
39
Обобщенные результаты оценки энергомассовых характеристик базового варианта МРКН при использовании различных ЖРД на ВРБ
Таблица 9
Варианты МРКН
ЖРД ВРБ РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Горючее ЖРД керосин метан
Стартовая масса, т 993,87 1097,8 937,77 969,0
Масса ПГ, т 35,0 35,16 35,95 35,9
Цпг (Л/пг / Л/Ст ), % 3,52 3,2 3,83 3,7
Выполнение требований: • по грузоподъемности; • по выполнению задачи при отказе одного ЖРД выполняются Не ВЫПОЛНЯЮТСЯ выполняются выполняются выполняются выполняются выполняются выполняются
МРКН с двигателями РД0162 несколько хуже по показателю цПг- Менее эффективные удельные показатели этих двигателей требуют увеличения габаритов ВРБ с диаметра 4100 мм (при использовании РД-192) до 4250 мм (при использовании РД0162) и соответствующего запаса потребного рабочего топлива.
Обобщенные результаты оценки энергомассовых характеристик базового варианта МРКН (Л/пг ~ 35 т) при использовании различных ЖРД на ВРБ приведены в таблице 9.
Варианты МРКН с одинаковыми КРТ на первой и второй ступенях
Представленные варианты МРКН рассчитаны на применение в составе второй ступени одноразовых ускорителей, состоящих из унифицированных ракетных блоков диаметром 5000 мм, использующих в качестве рабочего топлива «водород + кислород», что соответствует требованиям ТЗ.
Как показано выше, использование водородных вторых ступеней, состоящих из унифицированных ракетных блоков, позволяет построить семейство МРКН, обеспечивающих выполнение заданных требований по грузоподъемности как базового варианта МРКН (Mir = 35 т), так и МРКН меньшей (Л/пг = 23...24,5т) и большей (Мт = 47т) грузоподъемности и использующих единый унифицированный стартовый комплекс.
Однако в случае отказа на первом этапе создания МРКС-1 от применения водорода (возможность отказа может быть обуслов
лена, например, весьма ограниченными современными мощностями его производства - до 1000 т в год), в составе МРКН должны будут использоваться вторые ступени, использующие те же компоненты топлива и маршевые ЖРД, что и первые ступени.
При этом, предполагая развитие МРКН в направлении «водородных» вторых ступеней, возможно исполнение вторых ступеней - «водородных» и «не водородных» - в единых диаметрах, что позволит использовать в процессе жизненного цикла МРКС-1 единый стартовый комплекс с минимальными доработками. Предполагается также использование на «керосиновых» или «метановых» вторых ступенях многоразовых ЖРД, выработавших свой ресурс в составе первых ступеней до последнего применения.
Произведенные расчеты показали, что МРКН на базе полностью «керосиновых» или «метановых» ступеней будут иметь существенно меньшую грузоподъемность, чем МРКН с кислородно-водородной второй ступенью, а создание семейств МРКН при заданных классах грузоподъемности (20, 35, 45 т) не представляется возможным.
Энергомассовые характеристики вариантов МРКН с одинаковыми компонентами ракетного топлива на первой и второй ступенях при использовании ЖРД рассмотренных выше типов представлены в таблице 10.
Таким образом, приемлемые энергомассовые характеристики для вариантов МРКН с одинаковыми компонентами ракетного топлива на первой и второй ступенях могут быть достигнуты при применении или высоконапряженных керосиновых двигателей типа РД-191М, или метановых ЖРД.
40
Варианты МРКН с кислороднокеросиновыми ЖРД с третьим компонентом
При разработке аванпроекта МРКС-1 проводились проработки вариантов использования в составе первой ступени МРКН трехкомпонентных ЖРД безгазоге-нераторной схемы, включая модификации ЖРД РД0163 разработки КБХА на топливе «керосин + жидкий О2 + жидкий Н2/аммиак» с содержанием массовой доли третьего компонента 0,4.. .5,2%.
Анализ энергомассовых характеристик МРКН показал следующее.
Применение трехкомпонентного топлива с массовой долей водорода до 1,5% не обеспечивает прироста энергетических характеристик по сравнению с топливом «метан + кислород» или «керосин + кислород» при формировании траектории выведения
PH не только по критерию максимума массы выводимого ПГ, но и по критерию минимума теплового нагружения конструкции ВРБ на возвратной траектории, что является условием создания конструкции ВРБ без теплозащиты.
При использовании трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 3,5% масса заправляемого топлива в сравнении с КРТ «керосин + кислород» снижается примерно в 1,5 раза, что, несмотря на увеличение удельного импульса тяги ЖРД (на ~ 10%), приводит к снижению грузоподъемности МРКН на ~ 15%.
Применение трехкомпонентного топлива с содержанием водорода около 5% неприемлемо вследствие существенного увеличения объема заправляемого водорода и невыполнения ограничений на возможные варианты транспортировки ВРБ.
Варианты МРКН с одинаковыми КРТ на первой и второй ступенях
Таблица 10
1^1
ВРБ
Состав МДУ: 2 ВРБ><4 ЖРД типа РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Тип ракетного топлива керосин + кислород метан + кислород
Запас рабочего топлива, т 720 820 590/660* 580*
Ускоритель II ступени
Состав МДУ: 2 ЖРД типа РД-191М РД0163 РД-192 РД0162**
Тип ракетного топлива керосин + кислород метан + кислород
Запас рабочего топлива, т 500 545 520 520
Стартовая масса МРКН, т 1407,1 1545,8 1300,1/1382,6 1282,7
Масса ПГ на НОО, т 30,62 14,5 29,2/32,0 32,64
ЦПГ СЛ^ПГ ! Mcy ), % 2,18 0,94 2,25/2,31 2,36
ЧИСЛО Мразд. 6,37 6,18 5,94/6,53 5,7
Перегрузка стартовая 1,39 1,29 1,51/1,43 1,46
Перегрузка стартовая при отказе одного ЖРД ВРБ с нулевой секунды с форсированием тяги работающих ЖРД до максимального уровня 1,24 1,29 1,51/1,43 1,46
* при диаметре корпуса 4100 / 4250 мм
** с высотным соплом
41
Анализ надежности систем PH показывает, что наиболее «слабыми» системами являются двигатели и пневмогидравлическая система (ПГС) ракеты. Применение трехкомпонентных двигателей однозначно потребует усложнения как непосредственно ЖРД, так и ПГС PH, обусловленного необходимостью внесения всего ряда дополнительных элементов хранения, подачи и контроля состояния третьего компонента, а также внесения соответствующей логики и элементов ее реализации в СУ PH. Таким образом, при использовании трехкомпонентных двигателей можно прогнозировать снижение уровня надежности ЖРД и ПГС примерно на треть, что приведет к снижению надежности трехкомпонентной ступени на ~ 20% (в предположении, что отказы МДУ составляют ~ 75% отказов PH).
Наличие третьего компонента потребует соответствующего усложнения стартового комплекса (СК) и технологии работы с PH в части обеспечения заправки/слива компонентов топлива, что приведет к увеличению трудоемкости работ по подготовке и проведению пуска и численности персонала.
В связи с вышеизложенным, по оценкам ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, применение ЖРД на кислородно-керосиновом топливе с добавлением третьего компонента в составе ВРБ МРКН является нецелесообразным.
Анализ требований по надежности, предъявляемых к перспективным PH
В рамках настоящих исследований наиболее значимым показателем, заданным ТЗ и определяющим основные ТТХ и проектный облик МРКН, является вероятность сохранения работоспособности PH в процессе выведения.
Уровень вероятности сохранения работоспособности PH в процессе выведения, принятый как обязательное требование к любым перспективным PH тяжелого класса (то есть грузоподъемностью более 20 т на НОО) и заданный ТЗ на разработку МРКС-1, составляет 0,993.
Вероятность успешного возвращения и посадки многоразовой первой ступени МРКН задана ТЗ значением не менее 0,99.
Анализ требований по надежности, предъявляемых к перспективным многоразовым маршевым ЖРД
Предъявляемые требования по вероятности безотказной работы двигателей представлены в таблице 11.
Требования ТЗ на выполнение аванпро-екта МРКС-1 и ТЗ на ОКР «Двигатель-2015» в части системы аварийной защиты ЖРД едины:
• система аварийной защиты (САЗ) входит в состав двигателя;
• двигатель и САЗ должны обеспечивать выключение двигателя без внешнего разрушения взрывного характера не менее чем в 90% аварийных ситуаций;
• вероятность ложного выключения системой аварийной защиты нормально работающего двигателя не должна превышать 0,05%.
Требования по вероятности безотказной работы маршевых ЖРД Таблица 11
Вероятности безотказной работы двигателя (при у = 0,9) Согласно ТЗ на выполнение аванпроекта МРКС-1 Согласно ТЗ на ОКР «Двигатель-2015»
К началу ЛКИ 0,995 0,998
К началу серийной эксплуатации 0,999 0,999
Все показатели подтверждаются по результатам наземных испытаний с доверительной вероятностью у = 0,9.
Анализ требований по «горячему» резервированию МДУ
Одним из принципиальных отличий многоразовых средств выведения от одноразовых является возможность реализации повышенных требований к показателям надежности и безопасности [10... 12]. Эти требования, как сказано выше, являются обязательными для всех перспективных PH соответствующего класса.
При современных и прогнозных уровнях развития ракетной техники и двигателе-строения это требование может быть обеспечено «горячим» резервированием маршевых ЖРД первой ступени МРКН.
42
Данное требование имело место в ТЗ на разработку аванпроекта по МРКС-1 и, очевидно, будет задано в ТЗ на разработку эскизного проекта.
Исследования ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, проведенные по данному вопросу, убедительно показали, что для обеспечения «горячего» резервирования, позволяющего производить отключение вышедшего из строя двигателя без внешнего разрушения взрывного характера и форсирование оставшихся работоспособных двигателей ступени для выполнения поставленной задачи, степень форсирования тяги двигателей должна составлять не менее 33% (при четырехдвигательной МДУ ВРБ).
С учетом необходимости реализации «горячего» резервирования анализ влияния вариантов ЖРД ВРБ на надежность и безопасность МРКН включает оценку возможности форсирования тяги ЖРД на 33%, достаточного для парирования отказа двигателя (при четырех ЖРД на ВРБ).
Анализ выполнения предъявляемых требований надежности и безопасности двигателями различных схем и КРТ
Анализ произведен для маршевых двигателей, рассматриваемых для применения в составе МДУ многоразового ВРБ.
Степень выполнения предъявляемых к ЖРД требований по надежности и безопасности представлена в таблице 12.
Степень выполнения требований надежности и безопасности к перспективным ЖРД Таблица 12
Тип ЖРД
РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Разработчик «Энергомаш» КБХА «Энергомаш» КБХА
Схема ЖРД* ДОГГ БДВГГ ДВГГ ДВГГ
Вид горючего керосин метан
Требования Реализуемые показатели
Показатели Значения, заданные в ТЗ или потребные
Коэффициент охвата САЗ аварийных ситуаций, %** 0,9 0,5...0,6 0,9... 0,95
Мат. ожидание количества отказов (на 1000 пусков)** — 10...40 1...5
Вероятность безотказной работы ** 0,96... 0,99 0,995...0,999
Вероятности безотказной работы двигателя***: • к началу ЛКИ • к началу серийной эксплуатации 0,995 0,999 (при у = 0,9) 0,997 (при у = 0,95) 0,99 0,995 (при у = 0,9) 0,997 (при у = 0,95) 0,998 0,999 (при у = 0,95)
Степень форсирования тяги, %*** +33 +15 +33 +33 +35
* ДОГГ - с дожиганием окислительного генераторного газа; ДВГГ - с дожиганием восстановительного генераторного газа; БДВГГ - без дожигания восстановительного генераторного газа
** по оценке НИИТП [4]
***по материалам разработок НПО «Энергомаш» и КБХА, представленных в рамках выполнения аванпроекта по МРКС-1
43
Анализ реализуемости требований надежности и безопасности МРКН с различными типами ЖРД
К перспективным многоразовым РКН предъявляются следующие требования по надежности и безопасности:
• вероятность сохранения работоспособности PH в процессе выведения должна быть не менее 0,993;
• вероятность успешного возвращения и посадки многоразовой первой ступени МРКН должна быть не менее 0,99.
При этом оба эти требования взаимосвязаны, так как определяют один из основных показателей многоразовой РКН - реализуемую проектную кратность применения ВРБ.
Что же в первую очередь следует из положения о необходимости выполнения требований по заданным уровням надежности МРКН?
1. При четырехдвигательной ДУ ВРБ, при двух ВРБ в составе базового варианта МРКН (грузоподъемностью /лПг = 35 т) и при уровнях надежности ЖРД, соответствующих заданным в ТЗ для различных этапов эксплуатации МРКН, надежность ДУ первой ступени МРКН (то есть ДУ в составе восьми ЖРД ВРБ) без «горячего» резервирования ЖРД может составить 0,96 к началу ЛКИ и 0,992 к началу серийной эксплуатации.
То есть надежность МРКН без «горячего» резервирования ЖРД первой ступени на этапе серийной эксплуатации при заявленных уровнях надежности единичных двигателей не может отвечать требованиям, предъявляемым к PH соответствующего класса.
Согласно статистике отказы ЖРД современных PH составляют до 75% всех возможных отказов.
Состав ЖРД ВРБ МРКН сформирован с учетом возможности «горячего» резервирования: допускается отказ одного ЖРД каждого ВРБ; отказы ДУ первой ступени практически исключены - вероятность отказов двух ЖРД одного ВРБ составляет ~ 2-10”6.
В этом случае надежность ДУ первой ступени сможет обеспечить требуемую на
дежность МРКН (вероятность сохранения работоспособности в процессе выведения не менее 0,993) уже к началу ЛКИ, то есть МРКН действительно будет отвечать как обязательным требованиям надежности, предъявляемым к любым PH тяжелого класса, так и требованиям ТЗ к МРКС-1.
2. Требование вероятности успешного возвращения и посадки многоразовой первой ступени МРКН, заданной в ТЗ значением не менее 0,99, определяет расчетную кратность применения ВРБ значением 100.
В материалах аванпроекта МРКС-1 показано, что реализуемое значение надежности средств обеспечения возвратного полета ВРБ составляет не менее 0,99...0,993, то есть достаточно для обеспечения трехзначных значений кратности применения ВРБ.
При этом, как показано выше, надежность ДУ первой ступени МРКН без «горячего» резервирования ЖРД на этапе ЛКИ не может быть более 0,96 по характеристикам самих ЖРД, что ограничивает максимальное значение серии успешных пусков МРКН значением не более 20...25. При этом возможные отказы ЖРД, особенно происходящие на начальном этапе траектории выведения (а именно этот этап по статистике пусков является «носителем» максимального количества отказов), будут приводить к потере многоразовых ВРБ (надо иметь ввиду, что посадка ВРБ возможна только после полной выработки ракетного топлива, составляющего ~ 85% его стартовой массы) или потребуют исключительных по сложности и малоэффективных по сути (при разнообразии возможных аварийных ситуаций) мероприятий по организации спасения ВРБ.
Таким образом, формирование ДУ первой ступени МРКН без «горячего» резервирования при недостаточной при таком решении надежности ракетных средств ограничивает кратность применения многоразового элемента ракеты - ВРБ - до уровня в 4...5 раз меньшего, чем позволяют реализовать авиационные средства обеспечения возврата ВРБ (крыло, оперение, шасси, привода, ВРДУ возврата, аэродинамические и реактивные органы управления, система управления).
44
Степень соответствия ЖРД требованиям надежности и безопасности
Таблица 13
ЖРД РД-191М РД0163 РД-192 РД0162
Горючее ЖРД керосин метан
Выполнение требований:
Показатель Степень выполнения требований
Коэффициент охвата САЗ аварийных ситуаций Не выполняются s выполняются выполняются выполняются
Вероятности безотказной работы двигателя ВЫПОЛНЯЮТСЯ не выполняются выполняются выполняются
Степень форсирования тяги не выполняются выполняются выполняются выполняются
Организация ДУ ВРБ с «горячим» резервированием ЖРД позволяет реализовать проектную кратность применения ВРБ на уровне, реализуемом средствами обеспечения возвратного полета, то есть не менее 100 применений.
В свою очередь выполнение указанных надежностных требований к МРКН определяет технико-экономическую целесообразность проекта как высоконадежного и экономичного транспортного космического средства.
Для обеспечения выполнения требований надежности, предъявляемых к МРКС-1, «горячее» резервирование двигателей первой ступени МРКН необходимо и является обязательным требованием проекта МРКС-1.
В то же время, сам принцип «горячего» резервирования подразумевает приспособленность ЖРД к реализации следующих основных функций:
• двигатель и его САЗ должны обеспечивать достаточно гарантированное выключение аварийного двигателя без внешнего разрушения взрывного характера, то есть коэффициент охвата аварийных ситуаций САЗ должен соответствовать заданному уровню (не менее 90%);
• двигатель должен обеспечивать возможность форсирования тяги, достаточную для парирования нештатной ситуации (при четырехдвигательной ДУ ВРБ не менее 133% от номинального уровня тяги).
Обобщенные результаты оценки выполнения предъявляемых к ЖРД требований по
надежности и безопасности представлены в таблице 13.
Таким образом, для вариантов использования на ВРБ кислородно-керосиновых ЖРД выполнение требований надежности и безопасности в полном объеме не обеспечивается. Использование кислородно-метано-вых ЖРД позволяет выполнить требования надежности и безопасности в полном объеме.
Анализ влияния вариантов ЖРД на технико-экономические показатели МРКН
На рисунках 8 и 9 приведены относительные затраты составляющих стоимости создания МРКС-1 и стоимости пуска МРКН.
1 2 3 4 5
Рис. 8. Относительные затраты составляющих стоимости создания МРКС-1 и стоимости пуска МРКН:
1 - НИОКР; 2 - создание НК; 3 - подготовка производства; 4 - ЛКИ (5 пусков); 5 - стоимость пуска серийной МРКН
45
Рис. 9. Относительные затраты составляющих стоимости пуска МРКН:
1 - стоимость II ступени с ГО; 2 - доля стоимости I ступени (на 1 пуск); 3 - стоимость ремонтно-восстановительных работ; 4 - стоимость обеспечения пуска
Таким образом, затраты по созданию МРКС-1 укрупненно могут быть представлены как две примерно равные составляющие:
• затраты на создание МРКН (НИОКР + ЛКИ);
• затраты на создание средств наземного комплекса.
Стоимость пуска МРКН составляет около 2% от стоимости ее создания, а доля составляющих стоимости пуска, так или иначе учитывающих факторы, обусловленные исполнением ЖРД - около половины стоимости пуска, в том числе (рис. 9):
• в доле стоимости I ступени - стоимость изготовления и кратность применения ЖРД;
• в стоимости обеспечения пуска - стоимость рабочего топлива ВРБ;
• в стоимости ремонтно-восстановительных работ - стоимость межполетного обслуживания многоразовых ЖРД.
Очевидно, что возврат средств, вложенных в разработку любой ракетно-космической техники, и получение прибыли возможны только в процессе ее эксплуатации.
Затраты на разработку многоразовых транспортных космических систем, как правило, заметно превышают затраты на разработку одноразовых ТКС соответствующей грузоподъемности. Для того, чтобы обосновать технико-экономическую целесообразность создания многоразовой системы, то есть возможность быстрой окупаемости вложенных затрат, необходимо, чтобы реа
лизация проекта предусматривала выполнение по крайней мере двух взаимосвязанных условий - гарантировалась бы достаточная интенсивность пусков и низкая удельная стоимость выведения.
Согласно требованиям ТЗ в ходе выполнения аванпроекта МРКС-1 должны быть показаны целесообразность и возможные пути создания на базе основного варианта МРКН вариантов среднего класса и повышенной грузоподъемности (массы полезных грузов 35 т, 20 т и 45 т соответственно).
С этой точки зрения, не ставя своей задачей детальный анализ и прогноз возможных сценариев развития рынка космических услуг, основное технико-экономическое требование к проекту МРКС-1 можно определить следующим образом: для реализации высокой интенсивности пусков в состав МРКС-1 предлагается включить семейство многоразовых РКН и единый универсальный стартовый комплекс.
Реализованное в аванпроекте требование по созданию МРКС-1 как семейства многоразовых РКН различных классов грузоподъемности является основой технико-экономического обоснования целесообразности проекта.
Оценка стоимости НИОКР и изготовления ЖРД
При проведении настоящих оценок были использованы как материалы разработчиков двигателей, так и соответствующие материалы научно-исследовательских организаций, выполненные как экспертиза материалов разработчиков в 2008 году в рамках ОКР «Двигатель-2015».
В связи с разным уровнем проработки указанных материалов, косвенно отражающих взгляды и заинтересованность разработчиков в использовании тех или иных компонентов топлив в перспективных ЖРД и не позволяющих дать достаточно обоснованные стоимостные оценки для всей номенклатуры рассматриваемых ЖРД, в настоящем разделе представлены в основном стоимостные оценки по ЖРД РД-191М (разработки НПО «Энергомаш», топливо - «керосин + кислород») и по ЖРД РД0162 (раз
46
работки КБХА, топливо - «метан + кислород»).
Представленные оценки принципиально отражают техническую сущность предложений разработчиков и результаты экспертизы научно-исследовательских организаций по вопросам технико-экономических показателей и сроков создания перспективных двигателей для первых ступеней многоразовых РКН, а также возможностей производственной базы.
Оценка НПО «Энергомаш» выполнялась для двигателей-прототипов РД-180 и РД-171М и для одноразового РД-191.
При обосновании стоимости ОКР двигателя РД0162 в качестве прототипов приняты двигатели РД-0120 и РД0146 разработки КБХА.
Выполненные в ОАО НПО «Энергомаш» и ОАО КБХА работы позволяют сделать следующие выводы:
по многоразовым ЖРД на топливе кисло-род-керосин:
• изготовление и отработка двигателей может быть осуществлена на производственной и стендовой базе, используемой для двигателей-прототипов (РД 171, РД-180);
• в полной мере может быть использован состав сложившейся кооперации для изготовления серийных двигателей с привлечением дополнительных соисполнителей;
по многоразовым ЖРД на топливе кисло-род-метан:
• прототипом разрабатываемого двигателя РД0162 является водородный двигатель
РД-0120, прошедший этапы конструкторской и технологической отработки и серийного изготовления на Воронежском механическом заводе (ВМЗ) и в КБХА. По конструктивно-технологическим решениям большая часть агрегатов разрабатываемого двигателя подобна агрегатам двигателя-прототипа с высокой степенью преемственности. Преемственность проявляется в принятом членении и подобии составных частей агрегатов, в использовании материалов, исходных полуфабрикатов и видов заготовок, в использовании приемов технологической отработки изготовления деталей и сборочных единиц, в использовании способов сварки, пайки, в применении материалов и припоев. Такое широкое использование опыта изготовления предопределяет высокий уровень технологичности разрабатываемого двигателя и возможность организации его производства на ВМЗ и КБХА, что нашло отражение в соответствующем заключении экспертизы Роскосмоса. По заключению ФКП «НИЦ РКП», выполненному по просьбе ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [5], отработка двигателей тягой 200 тс на компонентах «жидкий кислород - СПГ» может быть осуществлена на существующей стендовой базе ФКП «НИЦ РКП» после незначительной реконструкции.
Основные технико-экономические показатели (стоимости НИОКР, изготовления товарного двигателя) и сроки создания перспективных двигателей для первых ступеней многоразовых РКН представлены в таблице 14.
Основные технико-экономические показатели и сроки создания перспективных ЖРД Таблица 14
Тип ЖРД
РД-191М РД0162
Разработчик «Энергомаш» КБХА
Схема ЖРД ДОГГ ДВГГ
Вид горючего керосин метан
Стоимость НИОКР, млрд рублей 10...11 7...8
Стоимость изготовления товарного двигателя, млн. рублей 90... 145 85...95
Кратность применения 10 не менее 25
Сроки создания (завершения ОКР), лет 6...7 8...10
47
Оценка стоимости межполетного обслуживания
Результаты исследований, проведенных в рамках ОКР «Двигатель 2015» по ЖРД многократного использования, показывают, что наибольшая доля затрат приходится на переборку и составляет 60%. На предстартовую подготовку приходится 14%, а на запасные части 26% затрат от всех расходов на эксплуатацию и ремонт ЖРД многоразового использования.
Одним из определяющих факторов стоимости межполетного обслуживания является ресурс ЖРД, определяемый в свою очередь соотношением уровней энергетических характеристик двигателя (давления в камере сгорания) и номинальной тяги.
По результатам расчетных оценок определено, что наиболее «слабым» с позиции ресурса элементом двигателя является рабочее колесо турбины. При этом при снижении уровня тяги многоразового ЖРД со 100% до 90% ресурс рабочего колеса турбины возрастает в 4 раза, а при работе ЖРД на уровне тяги 80% ресурс возрастает в 10 раз.
Аналогичные выводы по снижению нагрузок на другие элементы конструкции (камера, насосы «О» и «Г») были получены при обработке результатов огневых испытаний.
В качестве иллюстрации актуальности проблемы оптимизации уровня давления в камере сгорания многоразового двигателя на рисунке 10 представлены графики зависимости затрат на производство и межполетное обслуживание от кратности использования ЖРД и давления в камере сгорания.
Из данного рисунка видно, что при кратности использования ЖРД, равной 10, снижение давления в камере сгорания с ркс ~ 250 кгс/см2 до ркс ~ 150 кгс/см2 (то есть при использовании вместо двигателя типа РД-191 с высоким уровнем энергетических характеристик ЖРД с умеренным уровнем энергетических характеристик типа РД0162) позволяет снизить стоимость производства и межполетного обслуживания двигателя примерно в 4 раза, а повышение кратности использования ЖРД с высоким уровнем энергетических характеристик (рк ~ 250 кгс/см2) более 10 проблематично. Данный
фактор является чрезвычайно важным, так как главные статьи затрат на эксплуатацию и ремонт ЖРД многократного использования (более 85%) составляют работы по переборке двигателя и замене его узлов и агрегатов.
Относительные затраты на производство и межполетное обслуживание, %
Рис. 10. Влияние кратности использования ЖРД и напряженности параметров двигателя на относительные затраты:
1 - с высоким уровнем энергетических характеристик (ркс ~ 250 кгс/см2)
2 - с умеренным уровнем энергетических характеристик (ркс ~ 150 кгс/см2)
Очевидно, приведенные оценки могут быть с некоторой корректировкой распространены и на сравнение двух рассматриваемых типов двигателей - РД-191 М с высоким давлением в КС (262 кгс/см2) и кратностью применения до 10 и РД0162 с умеренным давлением в КС (175 кгс/см2) и кратностью применения не менее 25.
Таким образом, применение кислород-но-метанового двигателя с умеренным уровнем давления в КС типа РД0162 может дать принципиальный выигрыш в стоимости изготовления и межполетного обслуживания ДУ первой ступени по сравнению с вариантом кислородно-керосинового ЖРД с высоким уровнем давления в КС типа РД-191М - в 7 раз, что позволит сократить стоимость пуска МРКН не менее чем на 10% (как следует из анализа относительных затрат составляющих стоимости пуска МРКН, представленных на рис. 9).
48
Стоимость ракетного топлива
По имеющимся данным на сегодняшний день относительные стоимости компонентов ракетного топлива (РТ) можно оценить, как представлено в таблице 15.
Относительные стоимости компонентов ракетного топлива Таблица 15
Компонент РТ Относительная стоимость (за единицу массы сжиженного компонента)
кислород 0,3
керосин 1
метан 0,5
водород ~50
С учетом потребных заправляемых запасов топлива для обеспечения равных энергетических возможностей PH (ступени PH) стоимость кислородно-метанового топлива составит ~ 78% от стоимости равноценного запаса кислородно-керосинового топлива (для сравнения соответствующий запас кислородно-водородного топлива дороже примерно в 2,2 раза).
Обобщенная сравнительная оценка вариантов МРКС-1 с различными ЖРД первой ступени
Для обобщенной сравнительной оценки вариантов МРКС-1 и обоснования выбора компонентов ракетного топлива для двигательных установок первой ступени МРКН можно сформулировать основные критерии соответствия многоразового ЖРД предназначению для применения в составе
МРКС-1, определяющие наиболее важные аспекты реализации проекта:
• экологические, сырьевые и характеризующие степень применения топлива в других отраслях;
• уровень энергомассового совершенства;
• безопасность эксплуатации в составе МРКН;
• простота и дешевизна межполетного обслуживания;
• сроки и стоимость создания;
• степень технического риска.
Результаты оценки вариантов МРКС-1 с ЖРД первой ступени различных схем и применяемых компонентов ракетного топлива представлены в таблице 16.
Поскольку характеристики рассматриваемых метановых двигателей с позиции соответствия предложенным критериям близки или совпадают (что говорит о принципиальном единстве технических взглядов на проблемы их разработки и достижимые характеристики со стороны разработчиков -НПО «Энергомаш» и КБХА), в таблице 16 позиции метановых двигателей объединены.
Таким образом, сравнительная оценка вариантов МРКС-1 проведена для трех различных по схемам исполнения и используемым компонентам ракетного топлива типов ЖРД:
• керосиновый с высоким уровнем внут-ридвигательных параметров (ркс более 250 кгс/см2) типа РД-191М;
• керосиновый с умеренным уровнем внутридвигательных параметров (ркс ~ 160 кгс/см2) типа РД0163;
• метановый с умеренным уровнем внутридвигательных параметров (ркс ~ 175 кгс/см2) типа РД-192 или РД0162.
Сравнительная оценка вариантов МРКС-1 с различными ЖРД ВРБ
Таблица 16
Горючее Керосин Метан
Схема двигателя С высоким уровнем внутридвигательных параметров С умеренным уровнем внутридвигательных параметров С умеренным уровнем внутридвигательных параметров
Тип ЖРД РД-191М РДО163 РД-192, РД0162
• экологические, сырьевые и показатели, характеризующие степень применения топлива в других отраслях
Экологическая безопасность топлива Полностью обеспечивается
49
Масштабы сырьевой базы Соответствуют применению нефтепродуктов при ограничениях на конкретно применяемые сорта топлива Не ограничены
Применение горючего в других отраслях Широко применяется Применяется умеренно с неограниченными перспективами применения
• энергомассовое совершенство ЖРД
Уровень энергетических характеристик (давление в КС) Наивысший (ркс = 260 кгс/см2) Умеренный (ркс =160 кгс/см2) Умеренный (ркс =175 кгс/см2)
Удельный импульс Предельно достижимый для керосиновых ЖРД На -10% ниже предельно достижимого для керосиновых ЖРД Выше предельно достижимого для керосиновых ЖРД с возможностью увеличения
Требуемая грузоподъемность МРКН Обеспечивается
M-ПГ (Л/Пг / А4т ), % 3,52...3,6 3,2...3,3 | | 3,7...3,83
• безопасность эксплуатации ЖРД в составе МРКН
Опасность возгорания элементов окислительного тракта Высокая Низкая Отсутствует или низкая
Вероятность возникновения аварийных ситуаций 1...410’2 1...5 •10’3
Вероятность ликвидации нештатных ситуаций, способных привести к аварии 0,5...0,6 0,9.. .0,95
Возможность обеспечения горячего резервирования Не обеспечивается Обеспечивается
• простота и дешевизна межполетного обслуживания ЖРД
Наличие агрегатов и систем однократного использования Есть Не допускается
Проведение РВР без демонтажа двигателя Должно обеспечиваться
Сажеобразование Требуется почти полная разборка двигателя. Удаление сажи вручную Практически исключено
• сроки и стоимость создания ЖРД
Стоимость НИОКР, млрд, рублей 10...11 8 7...8
Стоимость изготовления товарного ЖРД, млн. рублей 90... 145 120 85...95
Сроки создания (завершения ОКР), лет 6...7 10 8...10
Технически реализуемая кратность применения Не более 10 Не менее 25 Не менее 25
50
• степень технического риска
Наличие научно-технического задела Наличие одноразового двигателя-прототипа Новая разработка Наличие двигателей-прототипов на других КРТ
Наличие проблемных вопросов Повышение запасов работоспособности и показателей надежности за счет реализации более низких давлений в КС Минимизация негативных последствий саже-образования по линии восстановительного газа Минимизация негативных последствий от наличия конденсированной фазы в газовом тракте
Наличие стендовой базы На базе двигателя-прототипа На базе КБХА На базе разработчика и НИЦ РКП после соответствующего дооснащения и дооборудования
Наличие освоенного производства Опытное в НПО «Энергомаш». Создается серийное на предприятиях ГКНПЦ Может быть освоено на ВМЗ совместно с КБХА Может быть освоено на ВМЗ совместно с КБХА или в НПО «Энергомаш»
Выводы
1. Создание многоразовой ракеты-носителя является очередным шагом в совершенствовании средств выведения, которое должно вестись в следующих направлениях:
• снижение стоимости выведения килограмма полезного груза;
• повышение надежности средств выведения до уровня требований, предъявляемых к перспективным СВ;
• сокращение или исключение необходимости отчуждаемых площадей, экологического совершенства носителей;
• сокращение сроков подготовки PH к пуску на ТК и СК, межполетного обслуживания.
При проектировании многоразовой ракеты космического назначения особое место занимает создание многоразового ЖРД для первой ступени МРКН - возвращаемого ракетного блока. Именно двигатель в значительной степени определяет надежность ракеты и затраты на ее создание и эксплуатацию.
2. При определении облика вариантов МРКН на заданные грузоподъемности в основу положен принцип создания семейства или ряда РКН, обеспечивающих выведение полезных грузов разной массы, из унифицированных элементов (ускоритель I ступени -многоразовый возвращаемый ракетный блок
и ускоритель П ступени - одноразовый блок выведения), и использующих унифицированный стартовый комплекс.
Другим основополагающим принципом, значительно влияющим на энергомассовые характеристики вариантов МРКН и на требования к МДУ ВРБ, является выполнение задачи по выведению полезного груза при отказе одного из ЖРД МДУ ВРБ.
Такая задача решается, когда МДУ ВРБ выполнена многодвигательной, состоящей из «связки» четырех ЖРД. В этом случае при отказе одного из ЖРД любого (или каждого) ВБР обеспечивается не только увод МРКН от стартовых сооружений, но и выведение полезной нагрузки с неработающим даже с нулевой секунды ЖРД ВРБ. Для этого ЖРД должны обладать возможностью безаварийного отключения отказавшего ЖРД и «горячего резервирования» за счет форсирования в достаточной степени (до 133%) тяги работающих двигателей.
Указанные принципы явились главными условиями при сравнительной оценке предложенных к настоящему времени и рассмотренных в проекте МРКС-1 вариантов ЖРД для МДУ первой ступени МРКН, использующих различные компоненты ракетного топлива.
3. В результате проводившихся в последние годы исследований по созданию ДУ для
51
многоразовых космических комплексов головными НИИ отрасли сформулированы ключевые требования к двигательной установке многоразовой ступени:
• применяемые в ДУ компоненты топлива должны быть экологически безопасны, иметь неограниченную сырьевую базу для производства и широкое применение в народном хозяйстве;
• в состав ДУ должно входить несколько двигателей, обеспечивающих «горячее резервирование». При отключении или отказе одного из двигателей I ступени должно обеспечиваться выполнение программы полета;
• энергомассовые характеристики ЖРД, диапазон изменения значений тяг (по степени форсирования/дросселирования и по углу качания) двигателя должны соответствовать техническим характеристикам МРКН и многоразовой первой ступени;
• схема, используемые компоненты ракетного топлива и исполнение ЖРД должны обеспечивать простоту и дешевизну межполетного обслуживания;
• технический риск, сроки и стоимость создания ЖРД должны быть минимальными, обоснованными и соответствующими общей идеологии создания МРКС-1.
4. Проведена сравнительная интегральная оценка для трех представленных разработчиками двигателей различных по схемам исполнения и используемым компонентам ракетного топлива типов ЖРД:
• керосиновый ЖРД с высоким уровнем энергетических характеристик (ркс более 260 кгс/см2) типа РД-191М - по схеме с дожиганием окислительного газа;
• керосиновый ЖРД с умеренным уровнем энергетических характеристик (ркс = 160 кгс/см2) типа РД0163 - по схеме без дожигания восстановительного газа;
• метановый с умеренным уровнем энергетических характеристик (ркс ~ 175 кгс/см2) типа РД-192 или РД0162 - по схеме с дожиганием восстановительного газа.
Применение кислородно-керосиновых двигателей РД-191М разработки НПО «Энергомаш» с дожиганием в камере окислительного генераторного газа обеспечивает наивысшие для «керосиновых» вариантов МРКН энергомассовые характеристики. При
этом двигатели этой схемы не в полной мере обеспечивают выполнение наиболее приоритетных требований, предъявляемых к перспективным многоразовым двигателям: максимальная безопасность применения и простота межполетного обслуживания. Не обеспечивается также форсирование тяги этих двигателей до уровней, необходимых для «горячего резервирования».
Одним из основных недостатков двигателя РД-191 являются трудности в реализации его многоразовости, требующей больших запасов по ресурсу, что трудно обеспечить при большой напряженности двигателя, близкой к предельно достижимой. Для этого типа двигателей достижение большого ресурса до капитального ремонта является значительной проблемой, на что указывает опыт эксплуатации двигателя SSME.
К другим, менее значимым, недостаткам двигателя РД-191 М (РД-191) также можно отнести:
• конструкция двигателя РД-191 создавалась как одноразовая и не в полной мере соответствует требованиям по ремонтопригодности для многоразовой эксплуатации (в части ее блочности, использования съемных деталей, например, лопаток турбины);
• не в полном объеме выполняются требования в части недопустимости в конструкции двигателя элементов, агрегатов и систем однократного использования.
Таким образом, создание ЖРД рассматриваемого типа даже с заявленной кратностью применения до 10 полетов (при требуемой кратности до 20...25, а в перспективе до 50) с учетом полного выполнения требований к многоразовым двигателям является сложной технической задачей, а дальнейшее увеличение кратности применения может стать проблематичным.
Применение кислородно-керосинового ЖРД РД0163 разработки КБХА, выполненного по схеме без дожигания восстановительного генераторного газа с умеренно напряженными рабочими параметрами, позволяет решить задачи повышения ресурса работы, кратности применения, форсирования тяги для реализации горячего резервирования, создания эффективной САЗ.
В то же время двигатель РД0163 имеет низкие энергетические возможности, ставя
52
щие под сомнение целесообразность его использования в проекте многоразовой РКС.
К принципиальным недостаткам многоразовых кислородно-керосиновых двигателей относятся следующие:
• межполетное обслуживание двигателя связано со значительными затратами времени. Одной из наиболее затратных по времени операцией является удаление остатков горючего (керосина) из внутренних полостей двигателя. Опыт проведения операций слива керосина из различных двигателей одноразового применения при подготовке их к повторным стендовым испытаниям показывает, что полностью удалить горючее практически невозможно;
• в процессе работы керосиновых двигателей на переходных режимах на внутренних поверхностях камеры сгорания и сопла образуется сажа. Удаление сажи также является одной из наиболее трудоемких и затратных по времени операций. По опыту НПО «Энергомаш» для полного удаления сажи требуется почти полная разборка двигателя.
Заявленные разработчиками ЖРД характеристики рассматриваемых метановых двигателей с позиции соответствия ключевым требованиям к двигательной установке многоразовой ступени близки или совпадают, что говорит о принципиальном единстве технических взглядов на проблемы их разработки и достижимые характеристики со стороны разработчиков - НПО «Энергомаш» и КБХА.
Использование кислородно-метановых двигателей позволяет реализовать наивысшее энергомассовое совершенство МРКН, при этом относительная масса ПН возрастает на 5...9% в сравнении с использованием керосиновых ЖРД напряженных схем с дожиганием окислительного генераторного газа. Кислородно-метановые двигатели позволяют упростить и минимизировать сроки межполетного обслуживания ДУ, при этом проблемы сажеобразования и очистки полостей двигателя от остатков топлива практически исключаются.
В частности, двигатель РД0162 разработки КБХА обладает технико-эксплуатационными характеристиками, определяющими соответствие метанового ЖРД для применения на первых многоразовых ступе
нях перспективных космических PH, в том числе:
• в основу двигателя положен принцип умеренного уровня прочностной напряженности и исключения проблемных вопросов, в связи с чем выбрано давление в камере сгорания на уровне 175 кгс/см2;
• выбранная схема позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами (315°С), что создает хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно позволяет исключить для окислительного газового тракта опасность возгорания элементов конструкции, поскольку температура газа значительно ниже порога возгорания конструкционной стали (~ 450°С);
• отсутствие конденсированных продуктов сгорания по линии восстановительного газа практически полностью исключает вопросы, связанные с сажеобразованием, что определяет простоту очистки магистралей двигателя от остатков топлива и продуктов сгорания послеполетного использования ЖРД;
• наличие избыточного запаса мощности на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя (вплоть до 135% тяги) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.
На основе анализа проектных решений по МРКС-1 применение кислороднокеросиновых ЖРД с третьим компонентом в составе МРКН не целесообразно.
5. Стоимость разработки и стоимость товарного (серийного) кислородно-керосинового ЖРД (типа РД-191М) на ~40% выше, чем соответствующие показатели для ки-слородно-метанового ЖРД (типа РД0162).
Сроки создания (завершения ОКР) кислородно-керосиновых и кислородно-метановых двигателей сопоставимы, определяются в основном сроками их отработки и соответствуют срокам создания МРКС-1.
Стоимость изготовления и межполетного обслуживания ДУ первой ступени при использовании кислородно-метанового двигателя с умеренным уровнем давления в КС типа РД0162 в 7 раз ниже, нежели при использовании кислородно-керосинового ЖРД с высоким уровнем давления в КС типа
53
РД-191М, что позволяет существенно сократить стоимость пуска МРКН.
6. Технический риск создания многоразовых кислородно-керосиновых или кислородно-метановых двигателей (наличие научно-технического задела, ключевые проблемные вопросы создания, наличие стендовой базы и освоенного производства, ожидаемое соответствие технических характеристик и сроков создания) сопоставим.
7. В России сосредоточено до 40% мировых запасов природного газа, содержащего до 95% метана. Метан имеет низкую стоимость и в качестве топлива - широкие перспективы применения в космической технике, авиации, автомобильном и железнодорожном транспорте и других областях народного хозяйства.
К настоящему времени разработаны, испытаны и внедрены все основные элементы, необходимые для широкомасштабного развертывания инфраструктуры производства, транспортирования и хранения жидкого метана. Криогенная промышленность в состоянии достаточно быстро создать необходимые мощности для производства метана в России.
В настоящее время прорабатываются предложения в части решений по обеспечению СПГ космодрома «Восточный».
Создание инфраструктуры для производства, транспортирования и хранения метана (СПГ) является общей перспективной задачей для отечественной промышленности.
При достигнутом в ракетно-космической отрасли и эксплуатирующих организациях высоком уровне культуры производства, испытаний и эксплуатации компонентов ракетного топлива применение метана не будет связано с новыми проблемами эксплуатационного характера.
Стоимость сжиженного метана вдвое меньше стоимости керосина.
8. Учитывая очевидные преимущества ки-слородно-метановых двигателей по сравнению с кислородно-керосиновыми двигателями (более высокую степень безаварийности и другие), применение кислороднометановых двигателей в проекте МРКС-1 является более предпочтительным. Немало
важно также для возвращаемого ракетного блока, что удаление остатков криогенного метана так же, как и кислорода, будет осуществляться за счет его естественного испарения еще на этапе спуска ВРБ. Это значительно упрощает и удешевляет эксплуатацию изделия.
9. Таким образом, ЖРД на метановом горючем обладают потенциально более высокой надежностью и безопасностью, чем ЖРД предыдущих поколений (в частности, керосиновых двигателей «кислой» схемы), обеспечивают наивысшую в сравнении с ЖРД на керосиновом горючем энергетическую эффективность МРКН, отвечают требованиям простоты и минимизации объема межполетного обслуживания, соответствуют всем экологическим стандартам, то есть наиболее полно отвечают ключевым требованиям к многоразовым двигателям для перспективных многоразовых средств выведения, в частности МРКС-1.
10. Отечественные двигателестроительные предприятия и отраслевые институты к настоящему времени провели значительный объем исследовательских, расчетных, проектных и экспериментальных работ как в обоснование принципиальной реализуемости перехода на метановое горючее, так и в направлении создания делового ЖРД на компонентах топлива «кислород-метан». Выполненные работы продемонстрировали возможность реализации всех положительных качеств этой топливной композиции (неограниченная сырьевая база, низкая стоимость, повышенные энергетические характеристики, хорошая охлаждающая способность, экологическая чистота, простота очистки и минимальная трудоемкость подготовки емкостей и двигательных систем к повторной заправке). Выполненные работы не выявили технических проблем, препятствующих успешному созданию метанового ЖРД, что позволяет с уверенностью говорить о реализуемости заявляемых предприятиями-разработчиками технических характеристик перспективных «метановых» двигателей и сроках их создания.
Создание метанового двигателя нового поколения позволит России иметь мировой приоритет в космическом двигателестрое-
54
нии и важнейшие рыночные приоритеты: существенно более высокие показатели надежности и безопасности и низкую стоимость эксплуатации.
Литература
1. Сравнительная оценка проектных характеристик ВРБ с маршевыми ЖРД разработки НПО «Энергомаш» и КБХА И ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, 2009.
2. Штехер М.С. Топлива и рабочие тела ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1976.
3. Коротеев А.С., Самойлов С.П. Выбор путей развития маршевых жидкостных ракетных двигателей для перспективных российских ракет-носителей И Космонавтика и ракетостроение. ЦНИИмаш, № 15, 1999.
4. Раневский Б.С., Раневский С.М., Радник И. И. Транспорт и хранение углеводородных сжиженных газов. - М.: Недра, 1974.
5. Ильинский А.А. Транспорт и хранение промышленных сжиженных газов. - М.: Химия, 1976.
6. ОАО «НПО «Энергомаш» им. В.П. Глушко. Труды 2003 г.
7. Андреев В., Борисов В., Климов В. и др. Внимание, газы. Криогенное топливо для авиации. - М.: Московский рабочий, 2001.
8. Кузин А.И, Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов А.И., Чулков С.А. Сравнительный анализ путей реализации основных требований к перспективным средствам выведения И Авиакосмическая техника и технология, № 4, 2008.
9. Кузин А.И, Лозин С.Н., Лехов П.А., Семенов А.И., Юрьев В.Ю. Работы ГКНПЦ им. М.В. Хруничева по проекту многоразовой ракетно-космической системы первого этапа И Шестой
международный аэрокосмический конгресс 23-27 августа 2009 г. Москва, Россия.
10. Лозин С.Н., Семенов А.И., Корнакова Л.В. Сравнительная оценка соответствия перспективных одноразовых и многоразовых PH комплексным требованиям «надежность-экономичность» И Шестой международный аэрокосмический конгресс 23-27 августа 2009 г. Москва, Россия.
11. Создание для космодрома «Восточный» производства жидкого водорода, кислорода, азота, системы автономного энергоснабжения космодрома и г. Углегорска на основе применения технологий сжиженного природного газа. Технико-экономическое предложение. ФГУП ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», 2010 г.
12. Орлов Н.Н., Смирнов И.А., Яковлев А.Г. Работы КБхиммаш им.А.М. Исаева по освоению топливной пары компонентов жидкий кислород + сжиженный природный газ с содержанием метана 90.. .98% И Двигатель, № 5 (65), 2009.
13. Морозов В.И, Заславский Е.Л., Морозов Р.Ф., Орлов Н.Н., Смирнов ИА., Яковлев А.Г. Российские жидкостные ракетные двигатели на экологически чистых компонентах топлива для разгонных блоков ракет-носителей // Альтернативная энергетика и экология, № 3, 2008.
14. Белов Е.А., Богушев В.Ю., Клепиков И.А., Смирнов А.М. Результаты экспериментальных работ в НПО «Энергомаш» по освоению метана как компонента топлива для ЖРД И Сборник трудов НПО «Энергомаш», № 18, 2000.
15. Leontyev N.I., KolkinYe.N., Zavyalov VS. KB KHIMMASH LOX/LNG Engines Development Status // First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion, Noordwiyk, The Netherlands, 2001.
16. Gorokhov V.D., RachukVS., Grigorenko I.N. Development of Liquid-Propulsion Engines, Working on Liquefied Natural Gas and Liquid Oxygen, at KBKhA// First International Conference on Green Propellants for Space Propulsion, Noordwiyk, The Netherlands, 2001.
55
ИНФОРМАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ
УДК 519.237.8
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАСПОЗНАВАНИЕ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ОБЪЕКТОВ ПРИ ОБРАБОТКЕ АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ ВИДЕОИНФОРМАЦИИ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПРОСТЫХ И КОМПЛЕКСНЫХ ПРИЗНАКОВ
д.т.н. А.В. Пономаренко Ч А. С. Бодров 2\ к.т.н. В.М. Халтобин2)-- ОАО РСК «МиГ», г. Москва;
2) - ВУНЦ ВВС «ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», г. Москва
Статья посвящена актуальной проблеме создания автоматизированных систем дешифрирования аэрокосмической видеоинформации. Приводятся результаты экспериментальных исследований автоматического распознавания малоразмерных объектов с использованием простых и комплексных признаков.
Ключевые слова: распознавание образов, статистический подход, классификация, автоматизированные системы, признаковое описание, ошибка классификации.
Одним из перспективных и актуальных направлений применения распознавания образов (РО) в области науки и техники является дистанционное зондирование земной поверхности (ДЗЗ) аэрокосмическими средствами [1]. При этом необходима повышенная оперативность в обнаружении и классификации объектов, определении их координат и состояния. Наиболее оптимальным решением данной задачи является применение автоматизированных систем дешифрирования данных (рис. 1), где функции обработки информации поделены между машиной и человеком в зависимости от режимов работы и контекста поставленной задачи.
Автоматизация охватывает весь цикл работы, включая предварительную обработку снимков, выделение и распознавание объектов, рисовку карт и их вывод на экран или на печатающее устройство.
Особую значимость данные системы приобретают при работе с большими потоками видеоданных (многоканальная съемка) в реальном масштабе времени (РМВ) при дешифрировании крупных морских, железнодорожных и авиационных узлов с большим количеством разнообразной техники на
них. В этом случае даже подготовленные дешифровщики сталкиваются с трудностями при решении данной задачи. При большом количестве объектов вероятность их правильного опознавания дешифровщиком в РМВ существенно падает.
Рис. 1. Схема автоматизированной обработки видеоинформации
ВИ - видеоинформация; БД - база данных цифровых изображений; ФГО - фотограмметрическая обработка, ВКУ - видеоконтрольное устройство
56
В этом случае для помощи оператору можно использовать автоматическую систему обнаружения и классификации объектов, которая бы работала в следующих режимах: 1 - полностью автоматический поиск и опознавание объектов на основе контекста поставленной задачи, априорных данных об объектах и БД эталонной информации; 2 -обнаружение оператором объектов и их автоматическая классификация во всем видеопотоке.
Автоматическая система распознавания образов
Автоматическую систему РО предлагается строить на основе статистической теории принятия решений при использовании комплексного признака.
Основная идея статистического подхода заключается в том, что все объекты представляются образами, каждый из которых описывается п характеристиками или признаками и изображается как точка в п-мерном пространстве признаков. Основной целью является выбор таких характеристик объектов, которые наиболее точно определяют его принадлежность к различным классам и занимают компактные (желательно непересекающиеся) области в «-мерном пространстве. Эффективность этого пространства определяется тем, насколько хорошо отделяются образы, принадлежащие различным классам. Учитывая набор обучающих образов из каждого класса, цель сводится к тому, чтобы установить границы принятия решения в пространстве признаков, которое устанавливает их принадлежность различным классам [2].
При использовании статистических методов принятия решений границы определяются плотностями распределения признаков объектов по каждому классу. Они могут быть определены изначально аналитически и корректироваться во время обучения на основе обучающей выборки. Границы могут также определяться и на основе других критериев, исходя из поставленной задачи.
При создании распознающей системы применялась следующая методика:
1. Определение множества объектов распознавания.
2. Определение классов объектов.
3. Определение п значимых характеристик (признаков) объектов.
4. Создание обучающей выборки - коллекции изображений объектов, для которых заведомо известны их характеристики и принадлежность к классам.
5. Накопление статистики по характеристикам объектов для каждого класса на основе обучающей выборки.
6. На основе статистических данных вычисление параметров плотностей распределения признаков по классам.
7. Разработка классифицирующего правила, которое по полученным значениям характеристических свойств объекта будет относить его к одному из классов.
8. Обучение системы (на основе обучающей выборки) правильно принимать решения о классификации (определение алгоритма принятия решения и его параметров).
9. Проверка качества системы по тестовой выборке и, если количество ошибок велико, возврат к шагу 4.
10. Оптимизация алгоритма (уменьшение количества характеристических свойств объекта, выбор других характеристических свойств, использование другого классифицирующего правила).
Таким образом, система автоматического распознавания по существу должна включать в себя 3 стадии: 1 - получение и предварительная обработка видеоданных; 2 - извлечение признаков и определение их значений; 3 - принятие решения на основе полученных данных и выбранного критерия (рис. 2) [3].
Роль модуля предобработки заключается в отделении интересующих образов от фона, снижении шума, нормализации изображения и других операциях, которые определяют компактную форму образа.
Процесс принятия решения заключается в следующем [3]:
1. На основе поступивших данных вычисляется значение комплексного признака X[xi, х2,..., х„], где, к примеру, Х] - периметр объекта, х2 - площадь объекта, х3 - спектральная характеристика.
2. Оцениваются параметры плотностей условных вероятностей/(ЛЩО для измеренного значения X по каждой гипотезе Q*.
57
Рис. 2. Алгоритм статистического распознавания образов
3. По формуле Байеса вычисляется апостериорная вероятность для каждой гипотезы:
Л*)
где f (X) = Р(&к )f(X\Q.k) - плотность
t=i
вероятности поступления данных, имеющих значение признака х, a - априорная вероятность гипотезы;
4. Решение принимается в пользу гипотезы Qjt, если P(Q4^)= max{P(Q/|A)}, i = 1.. Л.
Для определения эффективности автоматической системы распознавания используют аналитическую и экспериментальную оценки вероятности ошибки классификации. Первая применяется на первых этапах проектирования системы и служит для выбора общего числа признаков п, назначения самих признаков, анализа возможности комплексной обработки данных от различных технических средств, выбора наиболее выгодного правила принятия решения об отнесении объектов к одной из сформированных гипотез. В нашем случае она определяется следующими формулами [2,4].
Вероятность ошибки между классами:
<>>
Ar=l q=\
где Pkq - условные вероятности того, что при наличии гипотезы £lq принята гипотеза О.к (сумма ошибок первого и второго рода -ложной тревоги и пропуска цели):
(2)
где
ехр(-у212)dy, P(Qk) ~ ап-
риорная вероятность появления объекта А:-класса;
r/cq = (Мк - Mq)ir\Mk - Mq) - расстояние Ма-халонобиса между плотностями распределе-нияДАЩО [2];
М и R - оценки математических ожиданий и
ковариационных матриц классов;
а - определенный по некоторому критерию
порог принятия решения,
в частности
&kq
In
Р(Яд)
Р^к) ‘
Экспериментальная оценка ошибки ве
роятности распознавания служит для определения эффективности автоматической системы в ходе ее работы по реальным
снимкам в различных условиях.
Исследование автоматического распознавания объектов с использованием различных признаков
На основании вышеизложенного подхода была построена автоматическая система распознавания образов и проведено ее экспериментальное исследование при распознавании малоразмерных объектов в
ходе дешифрирования цифровых аэроснимков с использованием простых и комплексных признаков.
В проведенном эксперименте использовались следующие признаки:
• площадь объектов 5;
• периметр объектов Р;
• коэффициент корреляции г;
• комплексный признак X = [г, S, Р].
Распознавание объектов велось по трем определенным классам самолетов (Ан - 1 класс, Ил - 2 класс, Ту - 3 класс). Априорные вероятности появления объектов были взяты равными. «Обучающая» выборка формировалась по набору эталонов для каждого класса на основе базы цифровых изображений самолетов. Для удобства предполагалось, что векторы признаков имеют двухмерные нормальные плотности распределения. Оценки ошибок распознавания между классами, используя (2), составили: Р12 = 0,5%, Р13 = 0,5%, Р2з = 1%, суммарная ошибка распознавания составила: Рош = 8%. Большая ошибка между 2 и 3 классом объ
ясняется их пересечением в пространстве признаков, так как площади этих двух классов самолетов близки по значению.
«Рабочая» выборка была составлена на основе фотоснимков, полученных в результате проведения летного эксперимента в ходе учебно-тренировочного полета с использованием оборудования МКЦС-2 (ООО «Открытое небо+»). Одно из рабочих изображений представлено на рисунке 3.
Разработка системы распознавания осуществлялась при помощи метода математического моделирования в среде MATLAB.
Все исходные изображения подвергались предварительной обработке (световая коррекция, удаление шумов, геометрическая коррекция, различные виды фильтрации, ориентирование).
Одним из ключевых моментов эксперимента являлось использование согласованной фильтрации изображений с целью увеличения информативности корреляционного признака (рис. 4, 5) [6].
Рис. 3. Рабочее изображение местности
2000
1800
1600
1400
1200
10001----------—1-------------1-------------1-------------L-
О 200 400 600 800
Рис. 5. Корреляционный отклик с использованием согласованного фильтра
1600 L О
200 400 600 800
Рис. 4. Корреляционный отклик без использования согласованного фильтра
59
Рис. 6. Результаты автоматического распознавания объектов при использовании
корреляционного признака
Рис. 7. Результаты автоматического распознавания при использовании признака площади объектов
Рис. 8. Результаты автоматического распознавания при использовании признака периметра объектов
Рис. 9. Результаты автоматического распознавания объектов при использовании
комплексного признака
При согласованной фильтрации наблюдается ослаблении шумовых составляющих и увеличение корреляционного отклика полезного сигнала. В нашем случае он вырос на- 10%.
Основные результаты работы автоматической системы распознавания по рабочему
изображению показаны на рисунках 6, 7, 8 для каждого из признаков и на рисунке 9 -для комплексного признака. Результаты распознавания показаны выделением объектов окружностями и прямоугольниками с обозначением классов.
60
Результаты распознавания по признакам
Таблица 1
Признак S Р Г Х= [г, S, Р]
РОш, % 15...20 10...15 15...20 5...10
Nпризнаков
Рис. 10. Зависимость вероятности ошибки от количества используемых признаков (а) и гипотез (б) при различных контрастах изображения
В таблице 1 приведены значения ошибки распознавания объектов для случаев применения различных признаков. В качестве тестовой выборки использовались 10 «рабочих» изображений аэродрома.
Из результатов распознавания при использовании простых признаков видно, что во всех случаях присутствуют ошибки, связанные с пропуском цели и (или) ложным ее определением. Использование же в алгоритме распознавания комплексного признака, сочетающего в себе 3 простых признака, приводит к снижению данных ошибок (в данном эксперименте до 10%).
На эффективность распознавания существенное влияние оказывает контрастность цифрового изображения [5]. Получены следующие зависимости ошибки распознавания от количества используемых признаков (рис. 10, а) и от количества гипотез (рис. 10, б) при различных контрастах.
Использование автоматической системы распознавания малоразмерных объектов при дешифрировании аэрокосмических изображений местности приведет к повышению оперативности обработки информации, позволит снизить информационную нагрузку на дешифровщика, а значит, и увеличить
эффективность выполнения задач дистанционного зондирования земной поверхности в РМВ.
Литература
1. Лабутина И.А. Дешифрирование аэрокосмических снимков. - М.: Аспект Пресс, 2004. -184 с.
2. Гонсалес Р., Вудс Р. Цифровая обработка изображений. - М.: Техносфера, 2005. - 1072 с.
3. Anil KJain, Fellow, IEEE, Robert P. IV. Duin. Statistical Pattern Recognition: Review // IEEE Transactions on Pattern Analysis and Machine Intelligence. Vol. 22. No. 1, 2000.
4. Андерсон T. Введение в многомерный статистический анализ / Под ред. Б.В. Гнеденко - М.: Государственное издательство физико-математической литературы, 1963.
5. Труфанов И.В., Онацкий А.В. Цифровая обработка растровых изображений. - И.: ИВАИИ, 2003.-240 с.
6. Дворядкин А.Г., Халтобин В.М., Музафаров В.Г. Голографические системы. - М.: ВВИА, 1994. - 123 с.
61
ПОЗДРАВЛЕНИЯ
БАШИЛОВУ АЛЕКСАНДРУ СЕРГЕЕВИЧУ - 60 ЛЕТ
Пмая 2010 года исполняется 60 лет Башилову Александру Сергеевичу -Главному редактору нашего журнала, Генеральному директору ОАО «Тушинский машиностроительный завод», кандидату технических наук, академику-секретарю секции «Авиакосмическая» Российской инженерной академии. Александр Сергеевич после окончания Уральского политехнического института служил командиром танкового взвода в группе Советских Войск в Германии. В 1974 году приступил к работе помощником мастера сборочного цеха на Машиностроительном заводе им. М.И. Калинина в Свердловске. С 1981 года по 2006 год он работал в Научно-производственном объединении «Молния», где прошел путь от старшего мастера до начальника цеха, затем главного инженера и Генерального директора. Он руководил производством космических летательных аппаратов «Бор-4» и «Бор-5», изготовлением и наземными испытаниями многих узлов и агрегатов многоразового орбитального корабля «Буран», его вспомогательной силовой установки (ВСУ). В 1989 году за создание уникальной лабораторностендовой базы А.С. Башилов удостоен Премии Совета Министров СССР, он имеет звание «Почетный авиастроитель», награжден медалями.
В 1993 году Александр Сергеевич стал Генеральным директором ОАО НПО «Молния». В этот период совместно с ГКНПЦ им. М.В. Хруничева проводились работы по многоразовому крылатому ускорителю «Байкал» для семейства ракет-носителей «Ангара», продолжались также работы по авиационно-космической системе МАКС с самолетом-носителем Ан-225, совместные исследования с Европейским космическим агентством. Выполнялись работы по подъемникам для инвалидных колясок, автоматизированным автомобильным стоянкам, в области городского общественного транспорта.
В 2003 году А.С. Башилов стал Генеральным директором ОАО «Тушинский машиностроительный завод» (ТМЗ).
Под руководством А.С. Башилова ТМЗ внедряет новые технологии. Завершается создание гибридной тяговой системы для городского транспорта столицы. Она повысит мощность машин при снижении потребления моторного топлива на 50 процентов, что уменьшит вредные выбросы в атмосферу. Среди важных направлений - производство энергетического оборудования и систем управления для малых ГЭС. Тушинский завод стал непосредственным разработчиком и производителем вертикальных механизированных автостоянок. Перспективным направлением работы ТМЗ стала переработка изношенных автопокрышек в специальную крошку, из которой изготавливаются резиновые покрытия для трамвайных переездов, тротуарная плитка и покрытия лестничных маршей. Разработки ТМЗ направлены также на создание в городе более комфортных условий для людей с ограниченной подвижностью и слабым зрением.
А.С. Башилов активно участвует в деятельности Российской инженерной академии, выполняет большую организационную работу в качестве Председателя Совета директоров оборонных предприятий Северо-Западного округа Москвы. Редакционная коллегия журнала желает Александру Сергеевичу неиссякаемой энергии, здоровья, задора и удачи для осуществления самых смелых замыслов.
Ключевые слова: орбитальный корабль «Буран», транспорт, энергетика, экология, Инженерная академия
62
ABSTRACTS
ADVANCED PROJECTS OF AEROSPACE AND ROCKET-LAUNCHER SYSTEMS
KHRUNICHEV STATE RESEARCH AND PRODUCTION SPACE CENTER'S PROJECT RESEARCHES ON SUBSTANTIATION OF REUSABLE SPACE-ROCKET SYSTEM
A.I. Kuzin, S.N. Lozin, P.A. Lekhov, A.I. Semenov, V. V. Gorbatenko - Khrunichev State Research and Production Space Center, Moscow
Development of Reusable Space Rocket System (RSRS) design variants in the course of previous years search works is shown. Economic efficiency of partially reusable space launchers by criterion of total expenses for deploying the orbital grouping taking into account the launch vehicle reliability is analyzed.
Key words: rocket launcher, reusable space rocket system, reusable space rocket launcher, reusable rocket booster, reliability -pp. 3-12
KHRUNICHEV STATE RESEARCH AND PRODUCTION SPACE CENTER’S
RESEARCHES ON SUBSTANTIATION OF DEMANDED DIMENSION OF
LIQUID FUEL ROCKET ENGINES FOR REUSABLE 1-ST STAGE OF RSRS-1
A.L Kuzin, S.N. Lozin, P.A. Lekhov, A.L Semenov, V.V. Mamin - Khrunichev State Research and Production Space Center, Moscow
The main problems of Reusable Space Rocket System (RSRS-1) defining project design and the criteria of comparison of reusable space-launcher vehicle’s versions with different dimension of Liquid Fuel Rocket Engines (LFRE) are formulated. Comparative efficiency of the RSRS-1 variants with 200 and 300 ton-force thrust dimension LFRE is analyzed. It is shown, the use of 300 ton-force dimension LFRE (version of RD-180) doesn’t provide the decision on whole set of problems within the limits of requirements to RSRS-1. The results of researches on key questions regarding reusable LFRE application to RSRS-1 project are presented.
Key words: reusable space rocket launcher, reusable rocket booster, liquid fuel rocket engine, thrust, failure - p. 13-18
AEROSPACE PROPULSION UNITS
SUBSTANTIATION OF ROCKET FUEL COMPONENTS CHOICE FOR PROPULSION UNITS
OF THE REUSABLE SPACE-ROCKET SYSTEM’S FIRST STAGE
A.I. Kuzin °, KS. Rachuk 2\ B.I. Kaiorgin 3), LA. Smirnov 4), V. V. Vakhnichenko 5), S.N. Lozin
P.A. Lekhov °, A.L Semenov °, A. V. levlev l),A.F. Eflmochkin 2 3 4 5\ A.I. Klepikov3), A. A. Likhvantzev3),
A.G. Yakovlev 4), V.N. Petrov5), A.M. Romashkin5), Yu. G. Gusev5) -
° - Khrunichev State Research and Production Space Center, Moscow;
2) - Design Bureau of Chemical Automation, Voronezh;
3) - NPO Energomash, Khimki, Moscow region;
4) - Design Bureau of Chemical Machine Building named after A.M. Isaev, Korolev, Moscow region;
5) - TsNIIMASH, Korolev, Moscow region
The paper describes merits and demerits of various fuels application in the Reusable Space Rocket System’s (RSRS-1) first stage, current state of reusable rocket engines development, power-mass and economically unfailing performance efficiency of reusable space rocket launchers with various fuels. The expediency of methane fuel application for propulsion units of the RSRS-1 first stage is shown.
Key words: reusable space rocket launcher, reusable rocket booster, liquid fuel rocket engine, rocket fuel, methane - pp. 19-55
Part 1
THE ANALYSIS OF ROCKET FUEL TYPES FOR PROPULSION UNITS OF REUSABLE SPACE ROCKET SYSTEM
The analysis is done on the rocket fuel types considering their ecological safety, experience of application in propulsion units of Russian space transport systems, the prospects of large-scale expansion of manufacturing
63
framework, transportation and storage of liquid methane, the decisions on maintenance liquefied natural gas of Eastern Launching Site.
Key words: fuel types, production, safety, Eastern Launching Site -pp. 21-26
Part 2
CURRENT STATE OF REUSABLE MAIN ROCKET ENGINES’ DEVELOPMENT
This part of the paper presents the overview on current state of reusable main rocket engine’s development taking into account the following key requirements to the engines for advanced launching means: high reliability and safety; sufficient power efficiency, including parrying of refusals, simplicity and minimal volume of inter-flight service, satisfying ecological standards.
Key words: reusable engine’s development, ecological standards -pp. 26-36
Part3
VARIANTS OF REUSABLE SPACE ROCKET LAUNCHERS HAVING LFRE
ON THE FIRST STAGE WITH VARIOUS COMPONENTS OF FUEL
The analysis of power-mass and economically unfailing performance efficiency of reusable space rocket launcher’s variants, applying various types of rocket fuel is presented. The expediency of methane fuel application in propulsion units of the RSRS-1 first stage is shown.
Key words: rocket launchers versions, fuel efficiency -pp. 36 -55
INFORMATION SYSTEMS
THE AUTOMATED RECOGNITION OF SMALL OBJECTS AT SPACE VIDEO INFORMATION PROCESSING WITH USAGE OF SIMPLE AND COMPLEX FEATURES
A. V. Ponomarenko 1), A.S. Bodrov 2), V.M. Haltobin 2> -
° - MIG Russian Aircraft Corporation, Moscow;
2) - Military-Air Academy named after prof. N.E. Zhukovsky and Yu.A. Gagarin, Moscow
The paper is devoted to an actual problem of the automated recognition systems development for space video information decoding. The results of experimental researches on the automatic recognition of small objects with usage of simple and complex features are presented.
Key words: space objects, recognition, stochastic approach, automation -pp. 56-61
CONGRATULATIONS
60-TH BIRTHDAY OF ALEXANDER BASHILOV
11 May, 2010 is 60-th Birthday of Alexander Bashilov - Director General of Tushinsky Machine Building Plant, Academician-Secretary of Aerospace Section in Russian Academy of Engineering. From 1993 up to 2006 Alexander Bashilov was working in NPO MOLNIYA Aerospace Corporation at various appointments up to Director General. He was involved in BURAN reusable spaceship creation, was responsible for BOR-4 and BOR-5 experimental space vehicles’ production, as well as for Auxiliary Power Unit (APU) development. In 1989 he had been awarded by Governmental Premium for the works on the unique laboratory test base creation. In current time Tushinsky Machine Building Plant under the leadership of A. Bashilov applies new technologies to hybrid power unit creation for city buses and small-size electric power units’ productions for various countries, as well as to the many-level automated car-parking sites. Alexander Bashilov is also well known by his activity in Russian Academy of Engineering and in the Council of Industrial companies of North-West region of Moscow city.
Key words: BURAN spaceship, city transport, electric power units, ecology, Academy of Engineering
-p. 62
64
Вниманию читателей!
В связи с регистрацией журнала “Авиакосмическая техника и технология” в Государственном комитете РФ по печати объявляется подписка на журнал для организаций и частных лиц. Стоимость годовой подписки (4 номера) для организаций - 1199 рублей, для частных лиц - 132 рубля, доставка по почте - 118 рублей (включая НДС), стоимость одного номера журнала в розничной продаже - 50 рублей.
Журнал выходит каждый квартал.
Оплата принимается на счет:
125362 г. Москва, ул. Свободы, 35
Секция “Авиакосмическая” РИА,
ИНН 7710066930, КПП 771002004
р.с. 40703810500000000200 во Внешторгбанке РФ,
БИК 044525187, к.с. 30101810700000000187,
ОКПО 00046172, ОКОНХ 98400
Телефон для справок: (495) - 497 - 49 - 61
Факс: (495) - 497 - 53 - 51
E-mail: edw@pochta.ru
Редактор Э.Н.Дудар
Оригинал-макет подготовлен Е.О. Линевой
Подписано в печать 27.04.2010
Формат 60x90/8
Тираж 1000 экз.
Бумага офсетная
Усл. печ. л. 9,0
Заказ № 74
Отпечатано в типографии Россельхозакадемии
115598, Москва, ул. Ягодная, дом 12