Современные ТКС: достижения и недостатки. Прежде чем перейти к прогнозу развития ТКС в будущем, рассмотрим достижения и недостатки существующих транспортных средств – традиционных ракет-носителей и разгонных космических ступеней. В первые годы освоения космоса лишь СССР и США располагали необходимой ракетно-космической техникой. По мере накопления научно-технического задела и производственных возможностей к ним затем присоединились Франция (1965 г.), Япония, КНР (обе в 1970 г.), Великобритания (1971 г.), Индия (1980 г.).
Среди ракет-носителей, разработанных в СССР и отличающихся высокими массово-энергетическими характеристиками и надежностью, следует отметить «Восток», «Космос», «Протон» и ракету-носитель космических кораблей «Союз». В США также была разработана система ракет-носителей, большинство которых представляли собой модификации боевых баллистических ракет типа «Атлас», «Тор», «Титан», использовавшихся в качестве первых ступеней. Были созданы и специальные сверхмощные космические носители серии «Сатурн».
Многообразие типов созданных ракет-носителей с грузоподъемностью от нескольких сот килограммов до более 100 т, а также опыт их эксплуатации позволяют проследить прогресс в достижении и совершенствовании характеристик ракет-носителей и одновременно недостатки, присущие этим транспортным средствам. За период развития ТКС существенно повысилась их массовая отдача по полезной нагрузке. Если первые высотные метеорологические ракеты расходовали многие сотни килограммов топлива на каждый килограмм полезной нагрузки, то ракета «Скаут» периода 1950-х годов расходовала уже 115 кг твердого топлива на 1 кг выводимого полезного груза, а ракета-носитель «Сатурн-5» сократила расход топлива до 20 кг на 1 кг полезного груза.
Улучшение характеристик ракет-носителей стало возможным за счет перехода на более эффективные ракетные двигатели и конструктивно-массового совершенства ракетных ступеней. Так, например, жидкостный ракетный двигатель ракеты «Фау-2» на кислородно-спиртовом топливе развивал удельный импульс (т. е. отношение тяги к общей массе рабочего вещества, затрачиваемой в единицу времени) 280 с, тогда как современный ЖРД на кислородно-водородном топливе в условиях вакуума обеспечивает удельный импульс до 455 с.
Масса конструкции ракеты «Фау-2», включая корпус, топливные баки, насосы, ракетные двигатели и другие части, составляла около 25% от полной массы ракеты. Достижения в области создания легких ракетных конструкций позволили довести сейчас относительную массу конструкции ракетной ступени до 7,6%. Существенно улучшились и стоимостные показатели. Так, например, за период 1958 – 1978 гг. стоимость только выведения полезной нагрузки на низкую орбиту ИСЗ снизилась в США с 80 тыс. долл. до 5000 долл. за 1 кг.
И тем не менее характеристики и условия эксплуатации ракет-носителей еще далеки от совершенства. Факторами, препятствующими широкому использованию ракетно-космической техники, продолжают оставаться высокая стоимость как средств выведения, так и самой полезной нагрузки, а также необходимость в привлечении больших производственных мощностей для их изготовления. Кроме того, при эксплуатации современных ракет-носителей требуется иметь зоны отчуждения, т. е. свободные от судоходства акватории Мирового океана или неиспользуемые территории суши, предназначенные для падения отработавших ступеней, что со временем становится все более затруднительным из-за интенсивно развивающейся хозяйственной деятельности человека, захватывающей все новые территории.
Еще одной проблемой является засорение околоземного космического пространства отработавшими верхними ступенями ракет-носителей и окончившими свой срок активного существования космическими аппаратами. В настоящее время в космосе находится несколько тысяч таких объектов, число их растет и возрастающая засоренность космоса начинает вызывать беспокойство. От падающих остатков таких космических объектов нас защищает плотный слой атмосферы, в котором они сгорают. Но они становятся опасными для авиации, особенно для сверхзвуковых транспортных реактивные самолетов, летающих на больших высотах (до 18 км), где кинетическая энергия падающих обломков еще не успевает рассеяться.
За падающими космическими объектами ведутся специальные наблюдения. По решению ООН, государства, которые запускают ИСЗ, обязаны нести финансовую ответственность за возможные повреждения и разрушения различных объектов на Земле и в воздухе от столкновения с падающими из космоса частями ракет и спутников. Возможно, в будущем будет принято международное соглашение, обязывающее государства, осуществляющие запуски космических аппаратов, освобождать от отработавших ракетных ступеней и объектов орбиты, пригодные для полетов пилотируемых космических станций.
Предполагается, что эти проблемы могут быть частично решены за счет возвращения ракетных ступеней и космических аппаратов на Землю.
Концепция многоразовости и вопросы рентабельности. Идея повторного использования ракетных систем выведения не является новой. Ее высказывали в своих трудах основоположники космонавтики К. Э. Циолковский, Ф. А. Цандер, Ю. В. Кондратюк, а также известные зарубежные специалисты Г. Оберт, Р. Годдард и др. Однако внедрение многоразовости связано с дополнительными энергомассовыми затратами и решением ряда технических проблем, в частности созданием многоресурсных ракетных двигателей, многоразовой теплозащиты для верхних ступеней, что практически трудно было реализовать на начальном этапе создания ракетно-космической техники.
Всерьез вопросы многоразовости стали обсуждаться в технической литературе с 60-х годов. Многочисленные зарубежные проекты многоразовых ТКС выведения с технико-экономическим обоснованием их применения показали, что эффективность таких систем существенным образом зависит от технического уровня разработки и условий эксплуатации. При этом их применение может дать эффект только при распространении принципа многоразовости (повторного использования) и на выводимую полезную нагрузку. Сложность концепции многоразовости и недостаточность ее экономического обоснования на данном этапе подтвердились в процессе реализации американского проекта многоразового транспортного космического корабля (МТКК) «Спейс Шаттл».
Попытка комплексно решить проблему (снизить удельные затраты на выведение и обеспечить возможность возвращения полезной нагрузки с целью повторного использования) привела к необходимости включить в состав ТКС возвращаемый пилотируемый корабль, выполненный по самолетной схеме. МТКК выводится на орбиту с помощью двух твердотопливных ускорителей первой ступени и водородно-кислородной второй ступени, причем основная двигательная установка второй ступени размещается в орбитальном корабле (или орбитальной ступени).
Ускорители первой ступени после окончания работы отделяются от второй ступени, совершают пассивный полет по баллистической траектории и спускаются на парашютах в океан. Затем они буксируются к берегу и доставляются на базу обслуживания с целью восстановления и повторного использования (до 20 раз). Топливный отсек второй ступени отделяется от корабля незадолго до выхода на орбиту и падает в океан, разрушаясь при входе в плотные слои атмосферы. Орбитальный корабль после схода с орбиты и торможения в атмосфере совершает самолетную посадку на специальном аэродроме.
Один МТКК предполагается использовать не менее чем в 100 полетах при замене отдельных элементов в процессе эксплуатации (двигателей, плиток теплозащиты). Такая ТКС при стартовой массе 2000 т обеспечивает выведение на низкую околоземную орбиту и возвращение с орбиты на Землю в грузовом отсеке орбитального корабля (длина 18,3 м, диаметр 4,6 м) полезных нагрузок массой соответственно до 29,5 и 14,5 т.
Разработка МТКК столкнулась с рядом трудностей технического и технологического характера. Одна из них была связана с созданием плиточной многоразовой защиты орбитального корабля. Необходимо было покрыть корпус орбитального корабля (а он имеет довольно сложную форму) несколькими десятками тысяч теплозащитных плиток разных размеров и толщины (температура нагрева корабля в различных точках при спуске и торможении в плотных слоях атмосферы меняется от нескольких сот до полутора тысяч градусов Цельсия). Другая сложность заключалась в создании и отработке высоконадежного маршевого кислородно-водородного двигателя второй ступени с повышенным ресурсом работы (рассчитан на 55 полетов).
Разработка проекта велась 10 лет, Первый испытательный полет откладывался в течение трех лет и состоялся в апреле 1981 г. За два с половиной года с момента первого запуска осуществлено всего 8 полетов. Первоначально планируемый темп пусков при штатной эксплуатации предусматривал 60 запусков в год.
Не снизились существенно и затраты на выведение полезной нагрузки, а это было главное, на что надеялись разработчики МТКК. Заявленная в начале разработки стоимость запуска корабля 10,5 млн. долл. за прошедшее десятилетие возросла в несколько раз. Остались пока в эксплуатации и одноразовые ракеты-носители «Скаут», «Дельта» и «Атлас–Центавр», которые предполагалось заменить новой ТКС. Необходимость выведения, помимо полезной нагрузки, большой пассивной массы орбитального корабля существенно повысила стартовую массу этой ТКС по сравнению с ракетой-носителем той же грузоподъемности. По оценкам американских специалистов, МТКК «Спейс Шаттл» как система выведения уступает по общим затратам на транспортировку новым (т. е. разработанным на одинаковом с ним технологическом уровне) одноразовым ракетам-носителям.
Основную экономию средств от применения МТКК предполагалось получить за счет уменьшения затрат на полезную нагрузку. Этот так называемый «эффект полезной нагрузки» связан с возможностью проведения на орбите или по возвращении на Землю профилактических, ремонтно-восстановительных и других работ по обслуживанию полезной нагрузки, что увеличивает срок ее активного существования и снижает в целом затраты на космическую программу. При этом предполагается широко использовать при разработке полезных нагрузок модульный принцип построения с использованием унифицированных систем и агрегатов.
Однако переход на новую, приспособленную к обслуживанию полезную нагрузку также связан с дополнительными расходами средств и времени. При этом из-за ограниченных маневренных возможностей в космосе тяжелого орбитального корабля обслуживаться могут только объекты, расположенные на низких околоземных орбитах. Для обслуживания полезных нагрузок на высоких орбитах, а в перспективе, по мнению ряда специалистов, до 50% всех полезных нагрузок будет размещено на геостационарной орбите, необходима разработка многоразовых межорбитальных буксиров.
Таким образом, создание экономичной многоразовой ТКС на данном этапе является сложной задачей и сейчас трудно судить, насколько эффективным в этом отношении окажется МТКК «Спейс Шаттл». Можно только отметить, что весьма оптимистичные и во многом рекламные высказывания о рентабельности и универсальности применения МТКК, имевшие место в начале его разработки, сменились более трезвыми и умеренными оценками масштабов его применения. Так, если раньше говорилось о программе 725 полетов корабля «Спейс Шаттл», рассчитанной на 12 лет, то потом это число несколько раз последовательно сокращалось. В настоящее время до 1994 г. планируется лишь 311 полетов МТКК.
Выбранная схема американского МТКК является компромиссной не только в плане внедрения многоразовости. Применение в качестве первой ступени двух твердотопливных ускорителей способствует повышению надежности системы и безопасности экипажа, но в то же время приводит к опасности загрязнения атмосферы продуктами сгорания твердого топлива, включающего перхлорат аммония, полибутадиен и добавки алюминия. С момента старта МТКК до высоты около 40 км (окончание работы ускорителей) в окружающее пространство выбрасывается несколько сот тонн продуктов сгорания, включающих такие токсичные компоненты, как частицы окиси алюминия, окись углерода, газообразный хлористый водород и др. Вредное воздействие продуктов сгорания может заключаться в токсичном загрязнении облачного покрова, в выпадении кислотных дождей и непрогнозируемом изменении погоды.
Существует и другая опасность такого типа – разрушение стратосферного озонного слоя под влиянием хлористых соединений, т. е. образование так называемых «окон» в озоновом слое. Как известно, этот слой предохраняет все живущее на Земле от губительных ультрафиолетовых лучей, посылаемых Солнцем.
Следует, конечно, сказать, что все эти недостатки и компромиссный характер американской ТКС на базе МТКК «Спейс Шаттл» во многом были предопределены милитаристической сущностью данной программы.. Поскольку значительное число запусков МТКК предназначается сейчас в целях министерства обороны США, разработчики американского многоразового корабля столкнулись с давлением со стороны Пентагона, стремящегося как можно быстрее ввести данную ТКС в строй даже за счет ее конструктивных несовершенств.
Во всяком случае в настоящее время продолжаются исследования путей совершенствования ТКС.
Совершенствование ракетных двигателей, конструкции и систем управления ТКС. За прошедший период развития ракетно-космической техники достигнут высокий уровень характеристик ЖРД. На примере двигателя второй ступени МТКК «Спейс Шаттл» можно отметить, что удельный импульс маршевых двигателей на кислородно-водородном топливе в вакууме составляет 455 с. Двигатели имеют широкий диапазон регулирования тяги и рассчитываются на суммарный ресурс работы, исчисляемый десятками полетных ресурсов. Значительные успехи достигнуты и в части систем контроля и диагностики работы двигателей, что существенно повысило надежность и безопасность их эксплуатации. Для управления работой двигателей стали использовать бортовые ЭВМ.
Наряду с дальнейшим повышением характеристик ЖРД на кислородно-водородном топливе, в последнее время в зарубежном двигателестроении большое внимание стали уделять исследованию возможностей двухтопливных двигательных установок (ДУ). В ДУ предполагается использовать при одном окислителе (кислороде) два типа горючих – углеводородное и водород, что позволит реализовать совместно преимущества топлива с углеводородным горючим (высокая плотность, низкая масса ДУ) и преимущества топлива с водородом в качестве горючего (высокий удельный импульс). Наиболее эффективным является использование для обоих топлив одного и того же двигателя, в котором предусматривается последовательная выработка горючего (вначале углеводородного, а затем водорода).
Рис. 1. Зависимость относительной массы полезного груза от требуемого приращения скорости для двухтопливной и традиционной ДУ: 1 – только углеводородное топливо, 2 – только водород, 3 – последовательная выработка топлива через общий двигатель
|
На рис. 1 представлены зависимости относительной массы нагрузки от требуемого приращения скорости для двухтопливной и традиционной двигательных установок.
Благодаря меньшей относительной массы ДУ для топлива с углеводородным горючим (1) при малых приращениях скорости такое топливо является более выгодным, однако по мере увеличения необходимого приращения скорости более эффективным сказывается водородное топливо (2) благодаря значительно большему удельному импульсу. Наклон кривых 1 и 2 изменяется в пользу водородного топлива, начиная с приращения скорости, превышающей примерно 2 км/с.
Зависимости даны без учета потерь скорости на преодоление гравитационных сил (рассчитывалась только идеальная скорость). Следует отметить, что в начальной фазе полета выработка топлива с углеводородным горючим из-за малого удельного импульса требует значительного расхода топливных компонентов, а это влечет за собой, при прочих равных условиях, увеличение ускорения аппарата, а следовательно, уменьшение потерь скорости на преодоление гравитационных сил. Это является дополнительным аргументом в пользу двухтопливной двигательной установки.
Другим резервом повышения характеристик перспективных ТКС является их дальнейшее конструктивно-массовое совершенство. Потенциальные возможности уменьшения массы конструкции определяются использованием новых материалов и внедрением различных конструктивных решений, а также совершенствованием методов проектирования, Ожидается, что все шире будут использоваться клеевые соединения (с целью уменьшения массы крепежных деталей). Наряду с разработкой новых металлических сплавов с улучшенными прочностными и эксплуатационными показателями все большее распространение получат композиционные материалы на основе полимерных и металлических связующих компонентов, армированных высокопрочными волокнами из бора, углеграфита, монокристаллическими волокнами и др.
По оценкам зарубежных специалистов, преимущества конструкций из перспективных композиционных материалов перед конструкциями авиационных и космических аппаратов из стекловолокна и алюминия в особенности проявляются при их использовании в тех ситуациях, где требуются малый коэффициент температурного расширения, легкость конструкции, высокая жесткость ее пространственной структуры, термоизоляция. Для широкого применения композиционных материалов в космической технике необходимы всесторонние исследования по улучшению технологических процессов их изготовления, снижению стоимости и, кроме того, тщательный анализ влияния воздействия условий нагружения и окружающей среды на характеристики ресурсов. Согласно этим оценкам, композиционные детали могут быть на 25 – 30% легче алюминиевых.
Имеются возможности и в совершенствовании теплозащитных систем. Многоресурсная керамическая защита, применяемая на американском МТКК, выдерживает достаточно высокую температуру нагрева, однако ей присущ и ряд недостатков: хрупкость, способность поглощать влагу и трудоемкость при изготовлении и обслуживании. В этом отношении заслуживают внимания металлические теплозащитные системы с ограниченным использованием активного охлаждения. В таких системах теплота благодаря циркуляции теплоносителя отбирается от участков поверхности с высокой температурой нагрева (например, передних кромок крыла орбитального корабля) и переносится либо к специальным радиаторам, излучающим ее в окружающую среду, либо к участкам поверхности с относительно низкой температурой, выполняющим роль радиаторов.
Снижение массы может быть достигнуто при переходе к новым конструкциям топливных отсеков, объединяющим в себе свойства несущей конструкции и теплоизоляции криогенного топлива. Хранение на борту ТКС криогенных компонентов, например жидкого водорода и жидкого кислорода, возможно лишь при создании специальных типов теплозащищенных конструкций. Здесь особые трудности вызывает использование жидкого водорода вследствие его низкой температуры кипения (20 К) и малой плотности (71 кг/м3), что приводит к созданию баков больших объемов с большой площадью поверхности. Повреждение теплоизоляции топливного отсека ведет к проникновению в нее влаги и воздуха, который конденсируется и замерзает, образуя в зоне проникновения некоторое разрежение. Туда проникают новые порции воздуха и в конечном итоге образуется тепловой мост, т. е. перемычка между холодной стенкой топливного отсека и нагретой окружающей средой. Мощный теплоприток в бак приведет к интенсивному выкипанию компонентов топлива.
Один из вариантов перспективной конструкции, объединяющей в себе функции силовой конструкции, теплозащиты и теплоизоляции, показан на рис. 2. Ожидается, что такие конструкции будут иметь меньшую удельную массу, будут более просты и технологичны, хорошо сопротивляться акустическим нагрузкам. Но их использованию должны предшествовать обширные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по ряду направлений: оценка совместимости конструкционных материалов с криогенными компонентами и их поведения в условиях низких температур при многократном нагружении; разработка конструкций с минимальным коэффициентом теплопроводности; разработка методов уменьшения температурных напряжений; изготовление образцов перспективных конструкций, а также полноразмерных моделей со всесторонним их испытанием.
Большую роль в оптимизации конструкции и совершенствовании перспективных ТКС играет система управления. В последнее время наряду с традиционными системами управления стали использоваться активные. Применение активных систем управления позволяет уменьшить в полете ветровые и аэродинамические нагрузки, снизить массу, повысить летные качества и улучшить управляемость, расширить область полетных режимов проектируемых изделий (за счет выработки на борту так называемых адаптивных программ полета). Разработка активных систем управления стала возможной благодаря применению электрических (дистанционных) систем управления полетом, поскольку они позволяют широко применять бортовые электронные вычислительные машины (БЭВМ). Круг задач, решаемых системами управления, продолжает расширяться. Для перспективных ТКС использование систем управления предусматривается не только для обеспечения полетов по энергетически оптимальным траекториям и для снижения полетных нагрузок, но и для автоматизации предстартовой подготовки, запуска и планирования программ полета (включая операции маневрирования, сближения или стыковки в космосе, обслуживания полезных нагрузок). В связи с этим растет необходимая емкость памяти и быстродействие БЭВМ (табл. 1).
 Рис. 2. Один из вариантов перспективной конструкции, объединяющей в себе функции силовой конструкции, теплозащиты и теплоизоляции: 1 – обшивка верхней поверхности из титанового сплава, 2 – обшивка нижней поверхности из специального жаропрочного сплава, 3 – щели компенсации температурных деформаций, 4 – шпангоут, 5 – соты, 6 – стержневые элементы
|
Вообще же совершенствование БЭВМ на данном этапе включает в себя модульный принцип построения, основанный на использовании стандартных блоков; многопроцессорную структуру, использование модулей определенного функционального назначения, расширенную систему команд, микропрограммное (гибкое) управление; нечувствительность к отказам за счет использования резервного оборудования и способности перестраивать логическую структуру БЭВМ при отказах; широкое применение больших интегральных схем.
Таблица 1