Сверхлегкая ракета «Алдан»
Проект двухступенчатой ракеты-носителя (РН) космического назначения сверхлегкого класса «Алдан» с полезной нагрузкой (ПН) до 100 кг на экологически безопасных топливных компонентах получил положительную оценку экспертов Кластера космических технологий и телекоммуникаций фонда «Сколково».
При создании РН предполагается использовать простые технологические решения, оптимизированные по стоимости.
- Стартовая масса — 8,1 т.
- ПН — до 100 кг на низкой околоземной орбите (НОО).
- 1-ая ступень (диаметр — 1,2 м) — 4 рулевых камеры от РД-108А.
- 2-ая ступень (диаметр — 1,2 м) — двигатель на основе рулевой камеры.
- Топливные баки — гладкостенные из АМг6.
- Длина с обтекателем — 14,4 м.
Зачем нужна маленькая ракета?
Проект направлен на повышение оперативности и снижение стоимости выведения микро- и наноспутников на низкую околоземную орбиту.
В течение последних 10 лет наблюдается тенденция к переходу от тяжелых спутников массой несколько тонн к аппаратам микро- и наноклассов.
Развитие микро-, мини- и наноспутниковых платформ наблюдаются по всему миру. В создании аппаратов подобных классов участвуют как частные и государственные компании, так и учебные заведения. Российские частные фирмы «Даурия Аэроспейс», «Спутникс» также выполняют запуски микро- и наноаппаратов.
В данный момент в России полностью отсутствуют средства выведения сверхлегкого класса с ПН до 100 кг.
Полезная нагрузка РН легкого класса («Союз-2-1В», «Рокот» и т.д.) избыточна для выведения на орбиту единичных микро и нано-спутников, что приводит к необходимости кластерных пусков. Подобная практика неудобна для заказчиков запусков отдельных аппаратов.
- Firefly Space Systems
- Virgin Galactic
- Interorbital Systems
- Rocket Lab
Назревает острая необходимость создания сверхлегкой и сравнительно недорогой РН специально для подобных КА.
В настоящий момент множество стран и частных компаний проводят работы по данному направлению, однако не одна их пока не добилась успеха.
В случае использования ракет среднего и легкого класса для попутного запуска микро- и наноспутников, нередко возникает ситуация, когда задержка с созданием основной полезной нагрузки приводит к тому, что сроки запуска попутных нагрузок срываются. Соблюдение графика выведения особенно критично при развертывании орбитальных группировок, состоящих из нескольких аппаратов.
Предлагаемый проект решает проблему высокой оперативности и удобства запусков космических аппаратов микро- и нанокласса.
Ситуация с запусками малых спутников в США
- Компания Planetary Resources объявила о заключении контракта с Virgin Galactic на запуск 4-х коммерческих космических телескопов Arkyd-100 для изучения астероидов.
- Калифорнийская фирма Skybox Imaging вложила $91 млн в запуски по меньшей мере двух спутников ДЗЗ. 21 ноября 2013 года первый спутник SkySat-1 был запущен в кластерном пуске на РН «Днепр» с космодрома Ясный (Россия). 8 июля 2014 года второй спутник SkySat-2 был запущен также в кластерном пуске ракетой «Союз-2.1б» с разгонным блоком «Фрегат» с космодрома Байконур (Казахстан).
- Компания GeoOptics Inc. из Калифорнии хочет использовать легкую РН для выведения на орбиту группировки КА экологического мониторинга.
- Частная аэрокосмическая корпорация Spaceflight Inc. из Сиэтла так же планирует использовать LauncherOne для запуска различных полезных нагрузок весом от 1 до 300 кг.
Компания Rocket Lab (США — Новая Зеландия), анонсировав новый космический носитель на 110 кг, получила контракты на 30 запусков.
Проблема с запусками малых космических аппаратов за рубежом — высокая (более $15 млн) стоимость пуска. Необходимо также отметить высокую стоимость разработки легких ракет.
На сегодняшний день проблема высокой стоимости космических запусков является одним из препятствий на пути развития микро и нано-спутниковых технологий.
Решение проблемы
Проект решает проблему обеспечения оперативности запуска и снижения стоимости выведения в космос малых КА путем создания новой сверхлегкой РН с использованием 4-х рулевых камер серийного ракетного двигателя РД-108А на первой ступени и одной рулевой камеры от двигателя такого же типа на второй ступени, системы подачи топлива на базе пневмонасосного агрегата (ПНА), а так же простых технологических решений и сборки носителя на гражданском промышленном предприятии.
- Мы широко используем уже проработанные технологические решения — находящиеся в данный момент в производстве рулевые камеры от ракетного двигателя для первой ступени и такую же рулевую камеру в качестве основы для двигателя второй ступени. На первой ступени используется 4 рулевых камеры от РД-108А (применяется на центральном блоке РН «Союз»). На второй ступени — двигатель на основе одной рулевой камеры РД-108А.
- В качестве системы подачи топлива используется пневмонасосный агрегат (ПНА) что позволяет отказаться от сравнительно дорогого турбонасосного агрегата (ТНА).
- В основе проекта — оптимизация по критерию стоимости пуска (и окупаемости РН), а не по увеличению доли полезной нагрузки.
- В РН используются простые в технологическом плане конструкционные решения — гладкие баки из широкого используемого алюминиевого сплава АМг6, управление с помощью газовых сопел (отсутствует необходимость качания основных камер).
- Предполагается использовать малогабаритную систему управления собственной разработки на базе MEMS-датчиков угловых скоростей и микроконтроллеров с ядром ARM.
Учитывая то, что процент стоимости топлива относительно стоимости всей ракеты крайне низок (около 4-5%), предлагается создать ракету, в которой необходимые характеристики достигаются не усложнением конструкции (использованием сложных технологических решений, дополнительных ступеней), а ее упрощением – сокращением количества ступеней до двух и незначительным увеличением массы топлива.
Предлагается проект сверхлегкой, технологичной и простой в изготовлении РН с оптимизацией по стоимости пуска. Классический подход к проектированию РН приводит к тому, что оптимизация конструкции ведется по критерию максимума доли полезной нагрузки. В связи с чем, применяются сложные технологические решения, увеличиваются сроки и стоимость создания РН.
Прорабатывается возможность изготовления топливных баков ракеты на гражданском промышленном предприятии, не предназначенном для производства космической техники. Проведены переговоры с руководством завода ОАО «Калибровский завод», согласие получено.
Многоразовость
В будущем возможна организация спасения первой ступени:
1 этап. Планируется отработка спасения первой ступени с использованием технологии вертолетного подхвата, в том числе с использованием беспилотных мультикоптеров.
2 этап — с использованием раскладных стеклопластиковых лопастей и авторотации.
Частичная многоразовость не потребует значительных доработок ДУ, так как двигатели и первой, и второй ступени имеют ресурс, превосходящий время необходимое для однократной работы при выведении.
В общем случае инновационность подхода состоит в значительном упрощении конечного изделия, использовании серийных элементов и специальной системы подачи топлива, а также системы управления собственной разработки.
Технологические тренды в рассматриваемой области
- Появляется востребованность ракет сверхлегкого класса в связи с тем, что уменьшается масса КА.
-
Появление сверхлегких носителей за границей, таких как:
- Проект ракеты Launcher One американской компании Virgin Galactic с ПН до 225 кг на НОО. Анонс проекта состоялся в 2012 году, реальные пуски планируются после 2016 года.
- Ракета Pegasus («Пегас») американской компании Orbital Sciences Corporation с ПН до 443кг на НОО. Всего 37 успешных запусков из 42.
- Разработка сверхлегкого носителя Electron с ПН до 110 кг в Новой Зеландии. Компания Rocket Lab имеет бронь на первые 30 пусков и первый тестовый запуск состоится уже в 2016 году.
- Проект от компании Firefly Space Systems — ракета-носитель Firefly α на метане с полезной нагрузкой до 400 кг. В настоящий момент компания набирает сотрудников.
- Компания Interorbital Systems работает над модульным носителем NEPTUNE, которые сможет выводить на НОО до 50 кг в зависимости от количества модулей — проекты N5, N7. Также компания планирует разработать проект ракеты на 1000 кг из большого количества модулей. Данная компания придерживается идеологии проекта OTRAG, основанного в 1970-х.
- Максимальное упрощение наземных служб — автономная навигация, цифровые системы управления, уменьшение численности стартовых расчетов.
- Многоразовость первых ступеней РН. Американская компания SpaceX работает над программой многократного использования ракет. Несмотря на то, что до сих пор не удалось ни разу спасти и использовать повторно ни одну часть ракеты, работа продолжается. В настоящий момент завершились испытания макета ступени под названием Grasshopper («Кузнечик») и начались проверки штатной многоразовой первой ступени РН Falcon 9R.
Рыночные тренды
Главная тенденция рынка — предоставление компаниям возможностей запуска малых КА по запросу. Приход частных компаний в космическую сферу деятельности обозначил переход от увеличения доли полезной нагрузки любой ценой к оптимизации стоимости запуска. Это достигается снижением стоимости создания новых РН благодаря широкому использованию компьютерного моделирования и новых средств наземной отработки.
Кроме того, компании стремятся к уменьшению стоимости предстартового обслуживания и стартовых комплексов.
Конструкция ракеты
Первая ступень РН «Алдан» в разрезе
Вторая ступень РН «Алдан» в разрезе
Проект основывается на использовании рулевых камер от серийного, освоенного в производстве, ракетного двигателя с высокой степенью надежности, специальной системы подачи топлива с использованием пневмонасосного агрегата, максимально упрощенных технологических решений, а также использованием системы управления собственной разработки.
На первой ступени ракеты предполагается использовать 4 рулевые камеры от двигателя РД-108А с ПНА. Жидкостной ракетный двигатель РД-108А использующет в качестве топлива экологически безопасные компоненты — кислород и керосин. Данный двигатель серийно производится с 1957 года и успел продемонстрировать свою надежность.
Планируется отработка системы подачи топлива на полигоне НИИ «Геодезия» — проведены предварительные переговоры.
На второй ступени предполагается использовать одну рулевую камеру от двигателя РД-108А.
Предполагается, что в первых пусках на РН будут установлены макеты системы спасения. Постепенное ее внедрение будет проводиться в процессе эксплуатации носителя.
- Использование гиперзвукового минипарашюта для снижения скорости полета первой ступени сразу после ее отделения от ракеты. Это инновация, до сих пор не используемая, позволяет приблизить район падения ступени к месту старта, а впоследствии — уменьшить удаление района посадки от космодрома.
- Использование штатных газовых сопел на остатках азота для ориентации ступени при приземлении. Это позволяет сократить площадь вероятного района падения (посадки) ступени.
- Использование встроенных средств пеленга и парашютной системы дает возможность обнаружения изделия в воздухе на больших высотах с целью перехвата его до посадки на землю вертолетом (Ми-8) или беспилотным мультикоптером. В данном случае изделие можно использовать повторно в течение короткого периода времени. Это значительно снижает общую стоимость запуска.
В проекте предполагается использовать малогабаритную систему управления собственной разработки на базе MEMS-датчиков угловых скоростей и микроконтроллеров с ядром ARM.
В данном проекте предполагается отказаться от традиционных фрезерованных баков ввиду сложности их изготовления. Будут применяться гладкостенные подкрепленные оболочки.
Транспортировка
Технические решения, заложенные при проектировании РН, позволят осуществлять транспортировку её отсеков любым видом транспорта - таким как авиа, железнодорожным и автотранспортом в крупнотоннажном 40-ка футовом контейнере.
- железная дорога — нагрузки при движении вагона по стыкам рельс, ударная нагрузка;
- самолет — удар при посадке;
- автоперевозки — нагрузки при разгоне и торможении автомобиля.
На последующих этапах проекта рассматривается возможность старта ракеты с неподготовленной площадки в течение трех суток с момента доставки на неё стартового оборудования. На первых этапах, старты РН возможны с полигона Капустин Яр.
Техническое описание РН «Алдан»
РН «Алдан» состоит из двух ракетных блоков, соединенных по тандемной схеме. На всех ступенях используются ЖРД на экологически безопасных компонентах топлива: окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин.
Ракетный блок первой ступени состоит из переходного отсека, бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. Хвостовой отсек включает в себя бак жидкого азота, и маршевый ЖРД. ЖРД создан на основе рулевых камер от РД-108А, в качестве системы подачи топлива используется ПНА (пневмонасосный агрегат). Наддув баков и питание ПНА осуществляется за счет газификации жидкого азота.
ПНА состоит из двух камер, соединенных между собой и с трубопроводами подачи жидкости и газа наддува с помощью двух клапанов (трехпозиционных). Объем нижней камеры вдвое больше объема верхней. Цикл работы — двухтактный. На первом такте верхняя камера заполняется топливом. После ее заполнения происходит переключение клапанов: верхняя камера соединяется с нижней, и на втором такте в нее начинается подаваться газ под рабочим давлением топлива. После опорожнения верхней камеры цикл повторяется.
Управление на этапе полета первой ступени по всем трем осям осуществляется за счет использования рулевых сопел на отработанном газе ПНА.
Ракетный блок второй ступени состоит из приборного отсека, бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Баки окислителя и горючего — цилиндрические, гладкие, из алюминиевого сплава АМг6. В хвостовом отсеке находится маршевый ЖРД, созданный на базе рулевой камеры от РД-108А, и баки жидкого азота для наддува и обеспечения работы ПНА для подачи топлива.
Управление по всем трем осям осуществляется за счет использования рулевых сопел на газе ПНА.
Разделение ступеней происходит по холодной схеме, с использованием разрывных пироболтов и рулевых газовых сопел (с использованием газа из системы ПНА) для осадки топлива.
График характеристик РН «Алдан»
По вертикальной оси графика — выводимая полезная нагрузка.
По горизонтальной оси — высота круговой орбиты, на которую она выводится.
Наклонения орбит: 50,6 — полигон Капустин Яр, 63, 72, 82,5, 86,4, 98 — космодром Плесецк.
На перечисленные в таблице 1 круговые орбиты высотой от 200 до 1400 км выходим по двухимпульсной схеме. Суммарно вторая ступень должна давать не меньше трех импульсов за время функционирования (выход на опорную орбиту, импульсы в перигее и апогее переходной орбиты), что обеспечивается используемым в ней двигателем, так как он рассчитан на большее количество включений.
Оценка затрат и прибылей
При оценке затрат на разработку ракеты-носителя была использована книга К.П.Феоктистова «Космическая техника. Перспективы развития».
Стоимость подготовки пуска — $0,2 млн
Себестоимость пуска — $1,2 млн
Себестоимость ПН на орбите — ~$12 тыс. за 1 кг
Мы принимаем себестоимость конечного изделия в $1 млн как коэффициент равный 1 (единица) и на его основе рассчитываем затраты на создание РН + наземные испытания:
Затраты на создание ракеты-носителя + наземные испытания:
18 * $1 млн = $18 млн
Схема получения прибыли
Примечание: ставка дисконтирования — 12%.
Таким образом, после 2,5 лет и девяти запусков проект становится рентабельным и начинает приносить прибыль.