Люди, интересующиеся техникой и космонавтикой, с большим интересом смотрят на испытания «Кузнечика» Маска, который, как нам обещают, вырастет в полноценную возвращаемую ступень. В этой статье я попытаюсь рассказать о том, какие ещё системы обеспечения мягкой посадки носителя придумывало человечество, а так же дать примерную оценку весового совершенства этих систем.
Введение. А зачем это придумывают?
Жидкое топливо — дешевая вещь по сравнению с ракетой-носителем. Поэтому идея спасения отработавшей ступени для её повторного использования витала в воздухе ещё на заре ракетостроения. Однако, несмотря на множество идей и проектов, единственной серийной многоразовой первой ступенью были только твердотопливные ускорители Спейс Шаттла. Это неудивительно, потому что любая система посадки требует дополнительного веса, который очень дорог в ракетостроении.
Reusable Falcon
Идеал системы — полная многоразовость, как в известном видео. Для обеспечения мягкой посадки выбраны маршевые двигатели, что, несмотря на некоторую необычность, имело место в истории. Садиться на двигателях должна была «Заря» Феоктистова, на Западе летал демонстратор технологии DC-X. Попробуем посчитать удельный вес системы посадки:
1. Необходимо рассчитать скорость первой ступени Falcon 9, находящейся в свободном падении, т.е. с какой начальной скорости необходимо тормозить? Вот расчет с помощью WolframAlpha.
Исходные данные:
Начальная высота — 50 км. Цифра примерная, взята из предположения в этой дискуссии.
Плотность воздуха — 1,2 кг/м^3, данные табличные из Википедии для температуры 20 градусов Цельсия.
Масса — 20 тонн. Предположительная масса первой ступени по взята отсюда.
Коэффициент сопротивления формы — 0,82 для длинного цилиндра, табличный.
Площадь проекции — 42 м^2, получена по формуле площади от известного радиуса.
Результат: 260 м/с.
Примечание: реальная цифра будет несколько выше, потому что эта формула считает начальную скорость нулевой, и, вместо аппроксимации «сверху» для начальной нулевой скорости, в данном случае это аппроксимация «снизу» из-за того, что ракета будет тормозиться с бОльшей начальной скорости.
2. Посчитаем необходимый запас топлива для торможения с 260 м/с до нуля по формуле Циолковского. Расчет на WolframAlpha.
Исходные данные:
Удельный импульс: 2600 м/с, данные для Merlin 1C.
Результат: 2 тонны топлива надо потратить на торможение. Это нижняя идеальная оценка, потому что мы не учитываем гравитационные потери и потери на управление. Если мы возьмем оценочную долю гравитационных потерь отсюда, то запас топлива возрастет минимум до трех тонн, а, учитывая потери на управление, может превысить четыре тонны.
3. Добавим массу посадочных опор. В открытых источниках их масса указывается в 2 тонны.
Итог: минимум 6 тонн необходимо добавить к двадцатитонной ракете для её посадки по этому методу, что дает нам ориентировочно 30% долю средств обеспечения мягкой посадки к сухому весу ступени.
P.S. Информация о намерении осуществлять возврат на место старта на двигателях выглядит крайне странно, потому что тогда потребный запас топлива увеличится в несколько раз.
Парашюты
С развитием синтетических тканей парашюты становятся всё легче и потенциально привлекательней для возврата космической техники. Например, уже сейчас использующаяся в ВДВ система десантирования ПБС-950 имеет массу полезной нагрузки 13 тонн и долю средств десантирования 11,6%. То есть парашютная система с воздушными мешками для двадцатитонной ракеты уложится в 2-3 тонны! Самый заметный минус — система неуправляемая и для посадки потребуется выделение зоны отчуждения.
Крыло Рогалло
В 60-е годы НАСА проводило исследования раскладывающегося в полете крыла Рогалло для обеспечения управляемой посадки корабля «Джемини» и спасения первой ступени ракеты «Сатурн-I». Видео испытаний натурной модели 1:12 ступени:
Также можно посмотреть испытания крыла с жесткими элементами и испытания крыла без жестких элементов.
Единственные цифры, которые мне удалось найти здесь, говорят, что такое крыло занимало 20% веса модели ступени. Учитывая прогресс в материаловедении, который привел к расцвету парапланеризма, можно надеяться, что управляемое крыло без жестких элементов уложилось бы в 10-15% веса ступени.
Жесткое крыло
При разработке РН «Энергия» появились проекты многоразовых первых ступеней с жесткими крыльями. Своей вершины эта идея достигла в проекте «Энергия-2» с многоразовым центральным блоком циклопического размера. А после распада СССР появился более легкий проект «Байкал». К сожалению, его невозможно напрямую сравнить с остальными системами, потому что это полноценный самолёт с двигателем и запасом топлива для обеспечения дальности возврата в 400 км и посадки на аэродром недалеко от места пуска. Теоретически система выгодна тем, что разгонные блоки можно запускать с любым наклонением, и они вернутся назад, что должно избавить от необходимости зон отчуждения. Но, боюсь, доля дополнительного веса для обеспечения многоразовости будет здесь наибольшей. Для сравнения, имеющий примерно ту же полную массу УРМ «Ангары» имеет в два раза меньшую пустую массу, а имеющая примерно ту же пустую массу первая ступень Falcon 9 имеет в два раза большую полную массу.
Вертолётный подхват
При снижении ступени на парашюте эту ступень можно не ронять на землю, затрачивая дополнительный вес на системы амортизации удара, а ловить вертолётом, который затем обеспечит гарантированно мягкую посадку в нужном месте. Также можно сэкономить вес, уменьшив площадь парашютов, потому что увеличение скорости снижения не затруднит амортизацию удара. То есть можно добиться доли веса систем посадки <10%! Наиболее грузоподъемный из серийных вертолёт Ми-26 может поднять 20 тонн, чего хватает впритык. Что любопытно, есть статья, в которой утверждается, что эксперименты по вертолётному подхвату проводились в 90-х годах и были успешны.
Заключение
Если мы отсортируем перечисленные системы по удельному весу систем обеспечения посадки, то на первом месте будут вертолётный подхват и парашюты, а посадка на ракетных двигателях окажется последней или предпоследней. Что привлекает ещё больше интереса к проекту Маска — что же там получится в итоге?
Автор: lozga
