Интересной особенностью советской космонавтики было отсутствие сверхлегких ракет-носителей. В то время как в США с 60-х по 90-е стартовали 125 «Скаутов» со спутниками легче 200 кг, грузоподъемность советских «Космосов» первых версий была до 500 кг, а у последних выросла до полутора тонн. «Циклоны» могли вывести и вовсе три тонны, что по классификации NASA относилось уже к среднему классу. С 90-х эпизодические эксперименты проводились с конверсионными ракетами «Волна» (100 кг на низкую орбиту) и «Старт» (500 кг).

Но в силу сравнительной легкости и дешевизны разработки и эксплуатации именно сверхлегкие ракеты разрабатывают сейчас небольшие и начинающие частные космические компании, в том числе и в России. Мне доводилось беседовать (и еще раз) с представителями компании НСТР «Космические технологии» в 2017-м, общаться с главой «Лин индастриал» в 2018-м после их взрывного испытания ракетного двигателя на свалке. Компания «ВНХ-Энерго» разрабатывает двигатель с оригинальной системой охлаждения и потенциально многоразовую ракету, а также недавно они попали в топ 50 проектов технологического прорыва НТИ. Я побеседовал с представителями компании об их разработках.

— Расскажите, пожалуйста, про планируемые характеристики вашей ракеты и почему они выбраны именно такими?

Наша ракета должна будет иметь массу 13,5 тонны и грузоподъемность до 250 кг на низкую орбиту. Выбор такой полезной нагрузки определяется массой наиболее востребованных в ближайшей перспективе спутников. Как показывает проведенный нами (и не нами: раз, два, три) анализ, в ближайшей перспективе стоит ожидать возникновения потребности выведения 15 000 – 25 000 космических аппаратов (КА) со сравнимой массой на орбиту порядка 500 км, не учитывая необходимость их постепенной замены на новые взамен отказавших. Большая их часть — это КА спутникового интернета аналогов Starlink от SpaceX. Также существуют миссии в интересах прикладной и фундаментальной науки, частные миссии на Венеру и Луну и др.

— Масса спутника OneWeb — 150 кг. Почему тогда не 300 кг на два спутника или 150 на один? Или какие-то еще спутники имеются в виду?

Существует проект «Сфера» от Роскосмоса, там, по разным сведениям, требуется примерно 250 кг на 500 км. Есть проекты от Blue Origin. Facebook, Китай и Европа также планируют что-то делать.

— А другие характеристики вашей ракеты: длина или диаметр?

Длину мы предполагаем в районе 15 м, диаметр — 1,5 метра. Для решения задачи вывода полезной нагрузки (ПН) в 250 кг на орбиту 500 км нами было обсчитано несколько тысяч вариантов ракет-носителей (РН) различных конфигураций, включая стоимость их разработки и единичного запуска. Оценка стоимости производились по методике Solstice. Она построена на базе методик Nafcom от NASA и Transcost, которые основаны на реальной статистике создания средств выведения, свидетельствующей о прямой зависимости между массой средства выведения и стоимостью его разработки и единичного запуска.

— Какой вариант получился самым тяжелым? А какой — самым легким?

Наиболее тяжелой из доступных для нас получилась схема на керосине: жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) открытой схемы, отсеки из алюминиево-магниевых сплавов. Наиболее легкой оказалась схема на углепластике с ЖРД закрытой схемы на метане / жидком кислороде. Однако у нее получился слишком большой технический риск и сложность по ЖРД и турбонасосному агрегату (ТНА).

Говоря простым языком, мы опасались, что неожиданные технические проблемы будут сдвигать сроки разработки и превышать бюджет. Поэтому выбрали вариант с электронасосным агрегатом (ЭНА), углепластиковые отсеки и ЖРД закрытой схемы (это получается автоматически из-за ЭНА), топливную пару метан/кислород. Стоит отметить, что широкодиапазонный двигатель позволяет уменьшить массу еще на 1–1,5 т, как и применение разрабатываемого совместно с БГТУ «ВОЕНМЕХ» турбогенератора.

Как видно, углепластиковый корпус дает хорошую (в смысле небольшую) массу, сравнимую с РН Electron (компания Rocket Lab). Алюминиевый вариант из сплава АМг6 даже на метане / жидком кислороде весит не меньше 15 т. Самая тяжелая компоновка оказалась с адаптированным под наши условия 11Д55 (РД-0110, третья ступень «Союза») из-за его низкого удельного импульса.

С электронасосным агрегатом и двигателем на метане получилась хорошая масса, однако значительную долю общей массы занимает ЭНА — примерно 600–700 кг. С турбогенератором и широкодиапазонным двигателем получается наименьшая масса, потому что и удельный импульс выше, и сам турбогенератор весит порядка 200 кг, при этом удовлетворяя все потребности работы насосов горючего и окислителя.

После долгих размышлений в итоге выбрали вариант с ЭНА, который позволяет достичь наименьшей стоимости единичного запуска (около 3 млн долл.) при максимальном уровне надежности.

Это особенно важно, когда разработка ведется силами частной компании. В дальнейшем, в случае успеха, планируется переход на турбогенераторную систему подачи топлива (после отработки турбогенераторов).

— А как вы считали надежность?

По методу структурной схемы надежности с укрупнением компонентов схемы. Данные по надежности компонентов брались из известных источников (рецензируемые издания Scopus и WoS) аналогов ракет-носителей. По существу, устройство большинства РН аналогично, и поэтому такие данные можно применять. Кроме того, использовали экспертно-факторный анализ (эвристические методы оценки надежности). Данные по компонентам ЭНА брались также из открытых источников. При этом известно, что гражданская продукция из-за большой статистики применения имеет очень высокий уровень надежности без необходимости отработки каждого компонента.

Среди основных решений — электронасосный агрегат (высокая надежность), корпус из углепластика (наименьшая масса), широкодиапазонный двигатель (экономия топлива), компоненты — метан+кислород (высокий удельный импульс). В целом решения направлены на снижение массы (стоимости) разработки и единичного запуска РН при максимальном уровне надежности.

— В новостной заметке звучат очень любопытные термины — «одноступенчатая» и «полутораступенчатая». Вы действительно проектируете SSTO?

Мы пока что остановились на двухступенчатой компоновке РН. Она, согласно проведенным расчетам, имеет минимальную массу (стоимость) и максимальную надежность. Однако принятые решения не исключают в дальнейшем перехода к полутораступенчатой схеме или пакетной схеме с параллельной работой двигателей первой и второй ступени и подачей топлива из одних баков. Пока это сложно сделать из-за трудностей с гидравликой. Даже SpaceX пока не производит перелив топлива на Falcon Heavy, несмотря на неоспоримые достоинства уменьшения массы (или повышения грузоподъемности).

Благодаря применению широкодиапазонных двигателей появляется возможность использовать одни и те же двигатели на малых и больших высотах. В этом случае уменьшаются затраты на разработку и отработку систем разделения ступеней, исчезает необходимость создания и испытания ЖРД второй ступени. Просто отрабатывается один двигатель, который может работать во всем диапазоне высот.

Для предупреждения перегрузок на КА предусмотрено отключение некоторых двигателей в процессе полета.

— Что означает «широкодиапазонный двигатель»?

Двигатель может работать в широком диапазоне высот без существенного ухудшения основных его характеристик, например удельного импульса. В классических РН применяются двигатель первой ступени (низковысотный) и двигатель второй ступени (для работы в вакууме).

Двигатели первых ступеней на больших высотах работают не очень эффективно, поэтому на верхних ступенях ставят другой двигатель (или тот же, но с другим, высотным, соплом).

В целом это существенно удорожает разработку и создание РН. В нашем случае широкодиапазонность двигателя позволяет применять один и тот же двигатель с одним и тем же соплом во всем диапазоне высот. Сопло такого двигателя обеспечивает перестройку выходной струи ЖРД под высоту, на которой он находится.

— А можно подробнее? Идея поставить высотное сопло на, условно, Merlin (двигатель обеих ступеней РН Falcon 9) широко известна и не кажется дорогой.

Тут смысл в том, что в среднем удельный импульс ЖРД первой ступени меньше ЖРД с широкодиапазонным соплом (что уже считано-пересчитано на рубеже XXI века в программе Venture Star). Больше удельный импульс — меньше топлива нужно, и масса отсеков оказывается меньше. А массе прямо пропорциональна стоимость. Дело еще в том, что примерно на высоте 20 км рост удельного импульса ЖРД первой ступени сопла в виде привычного колокола прекращается, в то время как у ЖРД с широкодиапазонным соплом продолжает расти.

Удельный импульс такого ЖРД примерно соответствует ЖРД с идеальным соплом. Поскольку мы выбрали топливную пару метан/кислород, то средний удельный импульс находится на уровне 3600–3700 м/с. Конструктивно это классический ЖРД с центральным телом (аэроспайк). Но кроме аэроспайка есть возможность с тем же эффектом применять сопло с внезапным расширением и сопло с щелями, по которым у коллектива имеется задел в форме успешных теоретических и экспериментальных исследований [1],[2],[3],[4].

Основные проблемы, которые сдерживали внедрение таких двигателей, — избыточный нагрев и сложная газодинамика переходных режимов работы сопла. Первая проблема может быть решена при помощи нового типа охлаждения — термоэмиссионного, вторая — за счет численного моделирования, результаты которого у нас хорошо совпали с экспериментами.

— А что такое «термоэмиссионное охлаждение»?

Термоэмиссионное охлаждение — новый тип охлаждения объектов аэрокосмической техники, концептуально предложенный и развиваемый в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова. Оно заключается в эффекте охлаждения при термоэлектронной эмиссии — испускании электронов нагретым металлом. Данный эффект может достигать значительных величин, которые позволят упростить создание широкодиапазонного двигателя. В этом мы активно сотрудничаем с БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д.Ф. Устинова.

В общем случае оно реализуется путем нанесения материала с высокой термоэмиссией электронов при нагреве. Когда элемент двигателя нагревается, с его поверхности вылетают электроны и забирают с собой тепло. При этом элемент охлаждается. Образцы покрытий пока находятся в процессе испытаний.

— А можно какие-нибудь примеры в «железе»?

Простой пример: термоэмиссионные катоды ионных двигателей. При уменьшении работы выхода электронов (увеличении термоэмиссионной способности) температура термокатода уменьшилась на 1300° С. Сходный эффект можно наблюдать во всех термоэмиссионных системах, потому что именно так и проявляет себя термоэмиссионное охлаждение. Достигнуто это было методами, которые можно применять в закрытых схемах термоэмиссионного охлаждения.

— Какие-нибудь конкретные характеристики двигателя можете назвать?

У нас получается похожий на «Резерфорд» от RocketLab. Давление относительно небольшое —порядка 110–120 атм, тяга — порядка 1 тонны, его реально сделать уже сегодня.

— А на каких мощностях и каким образом вы собираетесь его производить?

Методами аддитивных технологий и производственных технологий БГТУ «ВОЕНМЕХ». Там уже производятся различные изделия из металлов, в том числе элементы ЖРД, которые проходят испытания в реальных условиях (или близких к реальным).

— Судя по таблице выше, корпус из углепластика получается легче. А то, что он будет дороже металлического, вас не пугает?

Планируется применение баков из углепластика. Их конструкция намного легче (что должно уменьшить стоимость), чем конструкция из алюминиево-магниевых сплавов. По статистике, доля стоимости материалов в стоимости разработки конструкции отсеков мала. Поэтому применение углепластика вполне оправданно.

Детальные расчеты выявили уменьшение массы на 4–5 тонн для РН нашей размерности. Баки из углепластика уже можно изготовить на отечественных предприятиях. При этом их конструкция применима и для хранения криогенных компонентов топлива. Теплоизоляция является частью бака. Наддув осуществляется достаточно стандартными методами — гелием до 3–3,5 атм.

— Что можете рассказать о том, как ракета будет управляться?

Система управления без особых изысков — инерциальная. Она построена на современной технологической базе. Отклонения измеряются гироскопами и акселерометрами. Лазерные гироскопы отечественного производства — серийная гражданская продукция. Принципиальных сложностей не наблюдается.

Управление по тангажу/крену/рысканию планируется производить за счет работы газодинамических органов управления. Это достаточно стандартная система с понятной конструкцией и высокой надежностью. На первой ступени будем поворачивать 2–4 сопла на небольшие углы. На второй — осуществлять впрыск газа в закритическую часть сопла с тангенциальными небольшими соплами. Их также можно применять на этапе возвращения ступеней, которую мы тоже планируем реализовывать.

— Вы собираетесь возвращать ступень? Каким образом?

Не исключено, что сначала первая ступень будет возвращаться к месту старта даже без возможности дальнейшего ее применения. В этом случае мы получим огромный массив информации, которая даст нам направления доработки изделия и рост его надежности после доработок. Технически это осуществить не так сложно, особенно если повторное применение не требуется. Районы падения — это отдельная история, поэтому лучше, чтобы их не было.

— А как же потери топлива на маневр возвращения и посадки? Производились ли расчеты разных систем мягкой посадки ступени?

Безусловно. В данном случае на первом этапе производится оценка необходимого количества топлива для возвращения и массы системы посадки (любого типа) для того, чтобы получить первоначальное значение стартовой массы первой ступени. Далее эта дополнительная масса учитывается как пассивная масса, и мы получаем РН сверхлегкого класса (СЛК) уже с другой стартовой массой, для которой будет немного другая пассивная масса системы спасения/возвращения.

Итерационным методом мы с заданной точностью без проблем получаем оценки РН СЛК с заданной системой спасения (или пассивной массой). Такой алгоритм расчета достаточно прост. Вопрос лишь в оценках массы соответствующей системы спасения (пассивной в основном). [5],[6],[7],[8],[9],[10].

С другой стороны, известна примерная структура системы возвращения и материалы (не из «адамантия» или «криптонита» же они сделаны будут). Оценить несложно. Нет трудностей в том, чтобы уточнить массу при детальных расчетах с учетом опыта SpaceX.

— Чем это будет отличаться от сценария «Найдем упавшую ступень в районе падения, разберем и узнаем, что дорабатывать»?

После падения некоторые элементы будут повреждены при посадке. Сложно разобраться будет. При этом их еще надо вывозить. Организовывать поиск и транспорт. Может быть, кто-то что-то утащит. Проблем больше.

— А космодром? Где вы планируете его разместить?

Старт планируем сделать мобильным. Сборка — в монтажно-испытательном комплексе, транспортировка — в контейнере к месту старта. На другом грузовике едет стартовый стол. На третьем — компоненты топлива, которое мы доставим от ближайшего пункта заправки. В целом в перспективе планируем свою площадку рядом с производством РН и компонентов топлива. Это сократит затраты. Там же и посадку делать планируем.

Конструкция стартового сооружения достаточно отработана — обычный стартовый стол, как у Skyrora и подобных ракет. Инфраструктура космодрома — достаточно накладная штука. Если упростить запуск, можно серьезно сэкономить как минимум на аренде.

— Какая планируется циклограмма выведения?

Первая ступень работает порядка 200 секунд, и разделение происходит на высоте 70–80 км. Вторая ступень работает порядка 300 секунд. Все аналогично однотипным РН. Время работы ступеней определяется минимизацией потерь характеристической скорости, и поэтому тут серьезных отличий быть не может.

— Логично предположить, что для сверхлегкой ракеты аэродинамические потери будут больше. Это так?

Нет, не так. Аэродинамические потери в долях от скорости Циолковского примерно одни и те же для всех РН.

— Сверхлегкая ракета достаточно прочная, чтобы сесть просто на парашюте. Какого вида многоразовое использование прорабатывается?

С парашютом есть необходимость в дополнительных мероприятиях, что усложняет процесс. Мы предполагаем управляемую посадку ступени. Но для начала необходимо просто ее вернуть в любом виде в заданное место, даже если после этого ее повторно использовать нельзя. Это даст нам сведения по нагрузкам, особенно по критическим. В следующих версиях РН они уже не будут значимы, и можно переходить к многоразовости. Межполетное обслуживание упрощается, уменьшается его стоимость.

Если посмотреть оценки стоимостей, то цена первой ступени составляет примерно 2/3 всей РН для классической двухступенчатой схемы (Falcon 1, Falcon 9, Electron). Есть большой экономический смысл в возвращении ступеней.

С учетом затрат на межполетное обслуживание двукратное падение стоимости в перспективе до 1–1,5 млн долл. за запуск выглядит вполне реалистичным.

— Меньший по размерам Electron собираются ловить вертолетом без расходов на запас топлива, на маневры возврата и посадки, посадочные опоры, рули, гидравлику и пр. Почему еще меньшая ваша ракета будет эффективнее с посадкой на двигателях?

Там ловят над морем, что может быть попроще в плане зон отчуждения и различных организационных моментов (безопасность). Управляемая посадка позволит сократить зоны отчуждения и упростить организацию процесса возвращения. Сложность ловли ступени вертолетом достаточно велика, также здесь будет зависимость от погоды и состояния пилотов и вертолетов.

— А что вы можете рассказать про экономические характеристики ракеты?

По нашим оценкам по известным методикам, можно ожидать стоимость разработки на уровне 30–32 млн долл. США (в ценах РФ). Стоимость запуска — на уровне 3 млн долл. с последующим снижением до 40–50% от первоначальной стоимости (за счет накопленного опыта).

1 кг на орбиту — примерно за 6000–12 000 долл. США.

Потенциальные клиенты — операторы спутникового интернета, частные заказчики научных и прикладных миссий. Количество — на уровне 5–15 ед. в год. Потенциальные конкуренты, видимо, Electron от RoсketLab, Rocket 3.0 от Astra, Inc., LauncherOne от Virgin Orbital и др. В целом их много, но тем интереснее.

Список использованной литературы:

1. Булат П.В., Засухин О.Н., Усков В.Н. О классификации режимов течения в канале с внезапным расширением//Теплофизика и аэромеханика. – 2012. – Т. 19. – №2. – С. 209—222.

2. Засухин О.Н., Булат П.В., Продан Н.В. История экспериментальных исследований донного давления//Фундаментальные исследования. – 2011. – Т. 3. – №12.

3. Булат П.В., Продан Н.В. О низкочастотных расходных колебаниях донного давления//Фундаментальные исследования. – 2013. – Т. 3. – №4.

4. Засухин О.Н., Булат П.В., Продан Н.В. Особенности применения моделей турбулентности при расчете сверхзвуковых течений в трактах перспективных воздушно-реактивных двигателей//Двигатель. – 2012. – №1. – С. 22—25.

5. Кузнецов Ю.Л., Украинцев Д.С. Анализ влияния схемы полета ступени с ракетно-динамической системой спасения на энергетические характеристики двухступенчатой ракеты-носителя среднего класса//Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. – 2016. – Т. 15. – №1.

6. Пирогов С.Ю., Прокопенко Е.А. Методика энергомассового анализа двухступенчатой ракеты-носителя, оборудованной системой спасения ступеней//Труды Военно-космической академии имени А.Ф. Можайского. – 2018. – №665. – С. 231—236.

7. Сейдагалиев М.К., Генаев Р.В. Система спасения двигателя первой ступени ракет-носителей семейства «Ангара»//«Орбита молодежи» и перспективы развития российской космонавтики: сборник докладов Всероссийской молодежной научно-практической конференции, г. Томск, 18—22 сентября 2017 г. —Томск, 2017. – 2017. – С. 79—80.

8. Белянин Д.Г. и др. Оценка технико-экономического эффекта применения многоразовых элементов конструкции ракет-носителей//Труды Военно-космической академии имени А.Ф. Можайского. – 2018. – №660. – С. 138—145.

9. Клюшников В.Ю. Lean-носитель-основа системы транспортного обеспечения начального этапа индустриализации космоса //Воздушно-космическая сфера. – 2018. – №3 (96).

10. Дмитриева А.А. К возможности технико-экономического обоснования многократного запуска элементов транспортной космической системы. – 2018.