Технология ШРД для ракеты-носителя сверхлегкого класса
Научной целью проекта является преодоление технологического барьера, связанного с созданием сверхлегкой ракеты-носителя массой в пределах 13 т по одноступенчатой или полутороступенчатой схеме с широкодиапазонными ракетными или комбинированными двигателями. В основе проекта лежат технологии широкодиапазонных ракетных двигателей с более высоким удельным импульсом и системой охлаждения на основе термоэмиссии электронов.
Проект продолжает тематику НИР «Разработка широкодиапазонного ракетного двигателя (ШРД) по схеме «Тарасова-Левина» с соплом внешнего расширения и резонаторным усилителем тяги», выполненной при поддержке Фонда Содействия Инновациям, на основании соглашения №378ГРНТИС5/42597 от 23.08.2018 г., в ходе которого была предложена новая, ранее не встречавшаяся схема ШРД. (Подробнее можно прочесть Здесь).
В ходе предстоящей НИОКР предполагается разработать, изготовить и испытать функциональную модель ШРД в масштабе 1:150, работающую на штатных компонентах топлива «керосин (нафтил)-кислород», систему охлаждения ШРД, отводимое тепло которой может быть использовано для привода топливных насосов.
Предусмотрено сравнение двух вариантов: привод турбонасосного агрегата парами хладагента (гелия); электрический привод насосов с подачей питания от термоэмиссионной системы охлаждения (ТЭО) с вакуумным катодом.
В качестве базы для сравнения принята РН СЛК RocketLab Electron. Расчет её характеристик приведен в Приложении 2 (Приложения к бизнес-плану выложены в электронную систему в раздел «Дополнительные документы»). В рамках комплексного проекта рассматривается вариант РН СЛК с корпусом и баками из алюминиевых сплавов и ШРД, вместо корпуса и баков из углепластика и ЖРД с соплами Лаваля.
Расчеты показывают, что замена традиционных ЖРД с соплом Лаваля на классический клиновоздушный двигатель (КВРД, AeroSpike), см. рисунок 1, позволяет получить выигрыш в массе около 1 т даже при условии применения сплава АМГ- 6, который стоит в 8 раз меньше углепластика.
Рисунок 1 — Клиновоздушный двигатель (AeroSpike): работа на уровне моря (а), на расчетной высоте (б), укороченное центральное тело (в)
Перспективность КВРД привлекала к нему пристальное внимание в течение последних 40 лет. В реальных условиях проблема охлаждения ЖРД с соплами внешнего расширения препятствует распространению в ракетно-космической технике сопел данного типа, т.к. охлаждаемая поверхность ШРД и тепловые потоки, которые необходимо отводить, примерно в 2.5 раза больше, чем у классического ЖРД.
Большое количество камер сгорания и дополнительных устройств (см. рисунок 2), а также сложность организации управления ракетой по углам крена, тангажа и рыскания, приводят к тому, что при более компактной конструкции, чем у классических ракетных двигателей с соплами Лаваля, КВРД получается в 2-5 раз тяжелее и в несколько раз дороже, имеются и серьезные проблемы с надежностью.
Рисунок 2 — Большое количество камер КВРД ведет к высокой стоимости, более низкой надежности и большему весу по сравнению с классическим соплом Лаваля
К новизне проекта можно отнести три технические решения, ранее не применявшиеся ранее в ракетной технике:
— ШРД с оригинальной формой сопла в районе критического сечения и особой организацией течения в донной области, которая исключает колебания в процессе запуска сопла и при перестройке режимов по мере увеличения высоты полёта;
— Плазменное горение (Plasma-Assisted Ignition and Combustion) с укороченной дистанцией воспламенения;
— Термоэмиссионное охлаждение центрального тела с преобразованием отведенного тепла в электрический ток, направляемый на электропривод топливных насосов.
В ходе проекта предполагается провести испытания ШРД с целью подтверждения возможности бесколебательной перестройки струи, при изменении внешнего давления. Члены коллектива, работающие в этой области, относятся к научной школе Гинзбурга-Ускова, которая обладает абсолютным мировым приоритетом в вопросах нестационарных ударно-волновых процессов в донных областях ракет и иных летательных аппаратов, накопленным в течение 40 лет.
В ходе двух предыдущих проектов, поддержанных Фондом, на основании этого задела были выпущены программы, реализующие алгоритмы и модели управления нестационарными
ударно-волновыми процессами.
Плазменное объемное зажигание в камере, по объему равной камере сгорания модельного ШРД, разрабатываемого в ходе проекта, уже испытано. В настоящем проекте предполагается проведение испытаний с имитацией реального процесса в камере сгорания в присутствии холодной неравновесной плазмы.
В целом, проект отличается неприемлемо высокой для разработки серийного изделия долей инновационных решений. Но проект и не является частью разработки конструкторской документации готового объекта, а выполняется в целях обоснования возможных направлений прорывных решений, которые качественно помогут улучшить потребительские свойства РН СЛК, прежде всего, снизить её стоимость. Сегодня стоимость выведения является практически единственным проектным параметром, который определяет конкурентоспособность РН СЛК.
Создаваемый коммерческий продукт и его характеристики
Целью проекта является достижение технологического лидерства в области средств выведения полезных нагрузок (ПН) массой до 250 кг на низкие околоземные орбиты.
Типовой задачей является выведение двух спутников массой по 75 кг с солнечными батареями на орбиту международной космической станции (480 км), с дальнейшим их разведением по индивидуальным орбитам высотой до 800 км.
Отсюда следует необходимость предусмотреть наличие на борту межорбитального буксира, который по оценкам будет весить не более 100 кг. Получается — доставка груза 250 кг на орбиту высотой 500 км.
Анализ рынка и запросов потребителей ограничивает стоимость единичного пуска в 3 млн.$, а цену выведения — в 15-20 тыс.$/кг. Это накладывает серьезные ограничения на массу ракеты — не более 13 т при использовании для изготовления конструкции ракеты и баков сплава АМГ-6, и не более 11 т при использовании композитных материалов.
Анализ показал, что такие характеристики достижимы, если применить на ракете ШРД, лабораторный прототип которого был испытан в ходе выполнения контракта №378ГРНТИС5/42597 от 23.08.2018 г. (Подробнее можно прочесть Здесь).
Описанные выше требования приводят к тяге ШРД на уровне моря в двух вариантах 14 т и 17 т. Удельный импульс на уровне моря при работе на топливной паре керосин — кислород будет на уровне 3150-3200 м/с, а на метане — 3400-3450 м/с.
Технические характеристики модельного двигателя согласованы с руководителем сегмента Космос 2.0 Рабочей Группы Аэроспейснет Жицем Р.Ю.