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: раздватри) 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