О разработке оригинальной системы охлаждения и потенциально многоразовой ракете
Испытания прототипа широкодиапазонного ракетного двигателя на стенде БГТУ «ВОЕНМЕХ» (фото: «ВНХ-Энерго»)
— 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.
Иллюстрация с графиком расчетов по SOLSTICE: как видно, зависимость практически линейная
Сводка по ценам для РН с ЭНА и турбогенератором
— 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.
Варианты компоновки ракеты-носителя
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).
Полный текст интервью доступен по ссылке