Не многие знают, что над вопросом создания многоразовых ракет у нас в стране всерьёз задумались достаточно давно. Как гласят предания, однажды, боковой блок ракеты-носителя типа «Союз» (может это была и «Молния», сути не меняет) очень удачно приземлился. Обычно блок падает двигателем вниз, а тут упал необычным образом — баком вниз, а двигателем вверх. Может дерево задел, может порыв ветра закрутил, не понятно. Но сам факт остаётся фактом и двигатель по внешним признакам был в прекрасном состоянии. Ради интереса его сняли с обломков ракетного блока, поставили на штатный испытательный стенд, и он нормально отработал. После этого по отрасли поползли мысли, что многоразовость ракет и двигателей это не фантастика, а реальность. Говорят, «ЦСКБ-Прогресс», возглавляемое Д.И.Козловым, активно продвигало идеи многоразовых ракетных блоков в рамках темы «Подъём», которую свернули в угоду программы «Энергия-Буран» и её производной — РН «Зенит», на базе которой В.Ф.Уткин планировали делать своё семейство ракет-носителей. Вот такая история. Вообще, по истории многоразовых ракет и теории принятия решений в этой области, можно написать хорошую книгу, которая при должном подходе потянет на художественный роман. Но моей целью является рассказать о том, какие схемы обеспечения многоразовости ракетных блоков есть, почему именно они применяются, чем отличаются друг от друга и какие в них нюансы.
Думаю, всех, кто говорит о многоразовых ракетах в первую очередь вдохновляют самолёты. Эти крылатые машины активно летают, очень надёжны и обладают колоссальным ресурсом. И на них в отличии от ракет можно легко купить билет и полететь куда угодно. Поэтому многие фантасты, кинематографисты и инженеры-конструкторы рисуют в качестве многоразовой ракеты самолёт или ракету с крылом, где как минимум первая ступень садится на космодром по самолётному. Это классический подход, где все стараются по максимуму отталкиваться от достигнутого. Давайте постараемся разобраться, что же нужно ракетам, чтобы вернуться в целости и сохранности.
Вход в атмосферу
Для того, чтобы ракета-носитель вывела спутник на орбиту, спутнику (и последней ступени) надо сообщить скорость в районе 7800 м/с. Для понимания тут нужен порядок цифр, а не точные значения. При этом первая ступень в зависимости от конфигурации ракеты-носителя развивает скорость в районе 1600-3800 м/с. Так вот, при возвращении на Землю ракетный блок входит в атмосферу практически с той-же скоростью, с которой он отделился. Это можно сказать наши начальные условия. При входе в атмосферу ракетный блок испытывает сопротивление атмосферы, которое вызывает механические нагрузки и нагрев. Механические нагрузки (скоростной напор) пропорциональны квадрату скорости, а нагрев (тепловой поток) кубу скорости. При этом и скоростной напор, и тепловой поток прямо пропорциональны плотности атмосферы. Это самые важные соотношения, которые определяют способ вхождения в атмосферу и полёта в ней. И если для компенсации возрастающих нагрузок применяется простой подход — увеличение массы конструкции, то возрастающие тепловые потоки так не скомпенсировать. Тепловые потоки, которые может воспринять конструкция в единицу времени, однозначно определяются применяемым материалом конструкции или её внешней поверхности. При больших скоростях обычные конструкционные материалы просто плавятся. Но из этой ситуации нашли выход. Например, для спускаемых и возвращаемых космических аппаратов активно применяется абляционная теплозащита.
Спускаемый аппарат космического корабля типа «Союз» после приземления
Командный модуль космического корабля «Аполлон» после приземления
На картинках видно, что теплозащита обгорает и уносится. Это её основные свойства — аккумулировать энергию и уноситься прочь. Очень похоже на воду, которая за счёт кипения и испарения сохраняет строго определённую температуру. Но это совсем не многоразовая технология. Такие теплозащитные материалы очень дороги, весят достаточно много и после каждого полёта их надо восстанавливать или менять. На ВА ТКС даже отработали технологию восстановления абляционной теплозащиты после её «выпаривания». Но данная технология оказалась достаточно дорогой и по ряду причин дальше не пошли.
В США для Space Shuttle, а позже в СССР для корабля «Буран» были разработаны углерод-углеродные и кремниевые теплозащитные материалы, которые должны были обеспечивать малый вес и многоразовость.
Теплозащитное покрытие космического корабля «Буран»
Это стало возможно с применением для аппаратов формы планера. Благодаря большой площади поверхности, приходящей на единицу веса, аппарат гасил часть скорости в разряженных слоях атмосферы и входил в плотные слои уже с меньшими скоростями. А используя аэродинамическое качество при входе в атмосферу, аппарат преобразовывал вертикальную скорость в горизонтальную и за счёт этого достаточно плавно снижал свою высоту. Благодаря этим двум факторам удалось снизить тепловые потоки, приходящие на единицу поверхности, что в купе с радиационным излучением тепла в окружающее пространство, позволило применить данные материалы. В дополнении к этому, планирующий спуск позволил снизить механические нагрузки и перегрузки, которые испытывал планер. В лабораториях углерод-углеродные и кварцевые плитки показывали превосходные результаты. Они эффективно сдерживали потребные тепловые потоки и активно излучали тепло обратно. За счёт низкого коэффициента теплопроводности конструкция космического аппарата не нагревалась выше допустимых пределов и сохраняла свои прочностные свойства. Но в реальности применяемые материалы были очень требовательны к соблюдению технологических процессов их изготовления и нанесения (приклеивания). Самой главной проблемой стала хрупкость материалов, которая никак не оценивалась в математических моделях при проектировании. Например, кварцевые плитки легко продавливались пальцем. Углерод-углеродные плитки с лёгкостью получали сколы на краях. Также кварцевые плитки при полёте в плотных слоях атмосферы от частиц пыли получали значительное эрозионное воздействие, которое требовало последующего восстановления. Часть же плиток просто отваливались в ходе эксплуатации. Всё это привело к тому, что данное теплозащитное покрытие в эксплуатации стало значительно дороже абляционных типов теплозащит. Ну и все наверно помнят катастрофу Шаттла «Колумбия», которая произошла 1 февраля 2003 года из-за повреждения теплозащиты. У корабля «Буран» тоже после первого (или последнего) полёта был серьёзный прогар теплозащитного покрытия, который к счастью был не столь критичным.
Как-же тогда обойти проблему теплового нагрева? А тут опять надо вспомнить, что тепловые потоки пропорциональны скорости в кубе. Как я писал выше, скорость первой ступени может быть раза в три меньше, чем у последней ступени. А значит ракетный блок ускорителя первой ступени при входе в атмосферу может нагреваться в 27 раз менее интенсивней, чем блок, спускаемый с орбитальной скоростью. То есть нам надо понизить скорость объекта, который входит в атмосферу. К сожалению, за счёт аэродинамической формы или аэродинамических эффектов так радикально снизить скорость не получится. Надо либо тормозить, либо просто не набирать такую большую скорость, как это делает первая ступень. Расчёты показали, что если планирующий аппарат развивает скорость до 2500 м/с, то он не испытывает того значительного нагрева, который требует применения специальных теплозащитных материалов. При этом в зализах крыла, на кромках и во всех теплонапряжённых местах необходимо применять титановые сплавы. Последующие продувки проработанных аппаратов рекомендовали снизить скорость ещё значительней или подобрать аэродинамическую форму, снижающую теплонапряжённость кромок, зализов и подобных им мест. Для классических ракетных блоков значение такой скорости ещё ниже, так как он очень интенсивно погружается в плотные слои атмосферы. По результатам расчётов и реальных полётов оказалось, что ракетный блок не требует особой защиты при скоростях входа в районе 1200 м/с. При скоростях в районе 1400 м/с требуется местное применение специальных тугоплавких материалов или теплозащит. Тут мы видим, что потребное снижение скорости классических ракетных блоков очень значительное и отделять ракетные блоки при такой скорости полёта крайне неэффективно. Так какой выход? А очень простой — затормозить двигателями перед входом в атмосферу, чтобы обеспечить скорость входа в районе 1200-1400 м/с. Весь вопрос в разнице скоростей отделения и входа в атмосферу. Потребность в топливе на такое торможение можно достаточно точно оценить по формуле Циолковского, приплюсовав гравитационные потери на время торможения.
Мягкое приземление
Вот мы кратенько рассмотрели проблему входа в атмосферу для многоразовых ракетных блоков. А теперь кратенько про вопросы мягкого приземления, которое сохранит уже не перегретую конструкцию в целости и сохранности. Опять начнём с крылатой конструкции. Тут наверно сильно объяснять не надо. Все наверно видели, как садятся самолёты. Вот тут аналогичная схема, но с одной оговоркой. Так как такие аппараты не являются самолётами, то горизонтальная скорость их посадки достаточно высокая, что требует длинных посадочных полос высокого качества. На обычной полосе, как в Шереметьево, такой аппарат с большой долей вероятности потерпит крушение. С крылатыми аппаратами думаю разобрались.
А что делать с классическими ракетными блоками? Необходимо сделать так, чтобы при посадке конструкция не получила повреждений. Можно мягко спустить ракетный блок в воду, либо при помощи парашютов, либо за счёт торможения двигателями.
Плавающий ускоритель первой ступени Falcon-9
Такой вариант посадки в воду вроде всем хорош. Но есть пару проблем и практически нерешаемых задач. Не у всех ракет-носителей трассы полёта в зонах падения блоков проходят над водой. Например, при запусках с космодрома «Байконур» такую штуку вообще не сделать, с космодрома «Восточный» крайне проблематично. При контакте с морской водой многие сплавы и материалы начинают достаточно быстро разрушаться. Сама по себе вода может нарушить работоспособность многих механических и электронных систем. Существует проблема сушки блока и очистки от солевых отложений. При контакте с водой горячие элементы конструкции подвержены растрескиванию и получают эффект перезакалки. И в конце концов, качка добавляет нерасчётных нагрузок. Учитывая все эти факторы, посадка на воду специалистами обычно не рассматривается. А если и рассматривается, то достаточно быстро от этой идеи отказываются. Остаётся сажать ракетный блок либо на сушу, либо на морскую платформу.
Платформа добавляет проблем с качкой и дрейфом. Но эффективные системы стабилизации делают платформу для ракетного блока практически сушей. Хотя разработка таких систем стабилизации является дополнительной, но вполне решаемой задачей.
Посадочная морская платформа SpaceX
Далее необходимо определиться со способом посадки. Обычно первое, что предлагают — это парашют. Он всем знаком, вроде как понятен и привычен. Парашют позволяет при приемлемых его площадях и массах снизить скорость спуска до примерно 8-12 м/с. Но мягкую посадку он осуществить не сможет. Для этого дополнительно нужны тормозные двигатели и амортизаторы. Возможно применение только амортизаторов. Если мы хотим приземлить ракетный блок с перегрузкой 2g только при помощи амортизаторов и со скоростью 8 м/с, то в идеальном случае потребуется ход амортизатора 1,63 метра. Потребный ход амортизатора пропорционален квадрату скорости снижения и обратно пропорционален перегрузке. Кстати, формула для расчёта легко выводится из закона сохранения энергии. Надо только приравнять кинетическую энергию к потенциальной. Но продолжим про парашюты. У парашюта есть одно нехорошее свойство. Классический купольный парашют не обеспечит точности посадки. Платформа с ним бесполезна, а на земле ракета приземлиться на кочку или в лес. Для сохранения целостности ракетного блока он должен равномерно приземлиться на все опоры, либо вертикально, либо боком. А после этого он не должен накреняться, падать или катиться. На неподготовленной и заранее не выровненной площадке этого сделать не получится. Многие помнят, как несовершенство алгоритмов стабилизации баржи у SpaceX приводили к последующему падению ракетного блока. На кривой поверхности будет тоже самое. Даже при укладке боком ракетный блок на кривой площадке будет просто переламываться, как это было на испытаниях боковых блоков РН «Энергия».
Схема возвращения бокового блока РН «Энергия» (http://www.buran.ru)
Испытания сброса блоков показали, что при посадке они получали повреждения, не предполагающие их последующего использования. До испытания остальных стадий полёта дело даже не дошло.
Зная об этом, разработчики стали активно предлагать управляемые парашюты-крыло, которые теоретически позволяют спустить груз в точно указанное место. Но такие разработки упираются в несовершенство алгоритмов управления при быстро меняющихся средовых условиях (ветер. порыв и т.п.). Сейчас SpaceX активно испытывают данную технологию для спуска створок головного обтекателя. Помимо управляемого парашюта они используют корабль с огромной сеткой, который постоянно перемещается в попытках поймать створку. Результаты до последнего времени были не особо положительные, но и не безнадёжные. А в последнее время створки обтекателя всё чаще попадают в сеть.
Корабль SpaceX для ловли створок обтекателя
Чтобы решить проблему мягкой посадки парашютирующего ракетного блока моими коллегами, С.В. Антоненко и С.А. Белавским, был предложен вертолётный подхват парашютирующего ракетного блока.
Схема вертолётного подхвата ракетного блока
Преимуществом данной схемы является то, что не надо думать о подготовленной площадке и не надо тратить дополнительную массу на посадочные устройства (амортизаторы). К тому-же схема подхвата парашютирующих объектов в мире хорошо отработана и не вызывает больших вопросов. При необходимости подхвата в море можно использовать морские платформы. Ограничением данной схемы является масса ракетного блока и грузоподъёмность вертолёта. Так, самый большой в мире вертолёт Ми-26 сможет подхватить не более 16 тонн. У ракет семейства «Ангара» ракетный блок весит в районе 11 тонн, у РН Falcon-9 ракетный блок весит уже в районе 23 тонн.
С парашютами думаю закончили. А как-же можно обойтись без парашютов? Для этого можно применить двигатели, которые затормозят ракетный блок перед посадкой до скоростей порядка 1-2 м/с. Точнее посадить сложнее, но в перспективе думаю мы сможем говорить о 0,5 м/с и ниже. Последние крохи должны гасить небольшие амортизаторы. Следует учитывать, что в данной схеме необходима посадка на подготовленную площадку и правильная ориентация ракетного блока при выдаче тормозного импульса. То есть нужны органы управления и стабилизации. На данном этапе развития техники такие системы управления сделать особых проблем не представляет. Алгоритмы управления, наведения и посадки тоже поддаются созданию и отработке. А органы управления в виде газовых реактивных двигателей и аэродинамических рулей уже становятся классикой. Посадочные амортизаторы тоже достаточно неплохо на сегодняшний день отработаны и отработаны как минимум в двух исполнениях, от SpaceX и Blue Origin. Также при таком способе посадки имеются задачи гашения горизонтальных составляющих скорости и угловых скоростей. Но это тоже всё решаемо и даже неплохо отработано.
Посадка на сушу боковых блоков РН Falcon Heavy
Мы видим, что такая схема посадки (приземления) уже хорошо отработана и не таит в себе нерешаемых проблем.
Не куда попало
Наверно это всё о способах посадки. Но как же оказаться в заданном районе или на подготовленной площадке? Аппараты планирующего типа с крылом за счёт аэродинамического качества, как я и писал ранее, неплохо преобразуют вертикальную скорость в горизонтальную. Поэтому они зачастую собственным ходом долетают до посадочной полосы. А если дальности полёта не хватает, то применяются дополнительные воздушно-реактивные авиационные двигатели.
Ракетные блоки классических схем располагают небольшими возможностями по корректировке дальности за счёт установки аэродинамических рулей. Также они могут делать корректировку по дальности при тормозном импульсе, который применяется для снижения тепловых потоков. Но зачастую таких дальностей может не хватать. Посмотрим на наиболее логистически привлекательную схему, когда ракетные блоки возвращаются на космодром и их не надо дополнительно транспортировать на значительные дальности. Так вот, для реализации схемы с возвращением в точку старта, после отделения ракетного блока применяется дополнительное включение ракетного двигателя. При этом двигатель ориентируется так, чтобы обеспечить одновременно снижение скорости полёта и набора возвратной скорости к месту посадки. Основным преимуществом такого корректирующего импульса является то, что после него основную корректировку по дальности ракетный блок делает, двигаясь практически в безвоздушном пространстве. Такой импульс можно применять не только для возвращения на космодром, но и для посадки практически на любую площадку.
Схема полёта Falcon-9
Для ракетных блоков с парашютами тоже можно применять комбинации корректирующих и тормозных импульсов ракетными двигателями, в прочем как и управление аэродинамическими рулями. Но следует учесть, что парашют потом всё равно в ходе своего функционирования наберёт случайную ошибку до нескольких километров. Про управляемый парашют-крыло я писал.
Заключение
Вот я рассмотрел все этапы полёта многоразовых ракетных блоков и попытался доступно объяснить, что и почему на этих этапах надо делать, чтобы многоразовый ракетный блок вернулся в целости и сохранности. В реальности конечно вопросов и нюансов на несколько порядков больше, но рассмотренные мной вопросы являются основными и определяющими для будущей схемы многоразового ракетного блока. Подытожим по схемам реализации многоразовых ракетных блоков. Основными по моему мнению являются:
- Крылатый блок с горизонтальной авиационной посадкой.
- Ракетно-динамическая посадка.
- Вертолётный подхват парашютирующих ракетных блоков.
Это наиболее реализуемые и проработанные схемы, но вы можете скомбинировать и свою схему исходя из личных предпочтений. Но после этого новую схему необходимо хорошенько посчитать, чтобы быть уверенным, что она реализуема и вы не упрётесь в нерешаемые задачи. Сразу оговорюсь, что каждая из схем обладает своими нюансами и пределами реализуемости. У каждой свои потери по массе полезного груза, потери в стоимости и сложности решения задач. Но об этом в другой раз.
Автор: Павел Пушкин
