Анатолий Коротеев,
директор Центра Келдыша,
академик РАН
Юрий Семенов,
президент, генеральный конструктор РКК “Энергия”,
член-корреспондент РАН

Создание солнечных энергодвигательных установок на основе солнечного теплового ракетного двигателя — актуальная задача и перспектива повышения экономической эффективности средств межорбитальной транспортировки. Ее решают Центр Келдыша и РКК “Энергия”.

Высокая стоимость выведения космических аппаратов (КА) на околоземные рабочие орбиты обусловливает актуальность решения задачи повышения экономической эффективности средств выведения и, в частности, средств межорбитальной транспортировки (СМТ). Вместе с тем традиционные методы повышения их эффективности (проектно-компоновочные и конструкторские решения, модернизация жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей, улучшение топлив и т.п.) почти исчерпаны.

Отечественные и зарубежные исследования возможных нетрадиционных направлений совершенствования СМТ в плане перспективы показывают, что одним из таких направлений является использование в их составе солнечных энергодвигательных установок (СЭДУ) на основе солнечного теплового ракетного двигателя (СТРД), работающего на горячем рабочем теле, как правило водороде, и системы преобразования солнечной энергии в электрическую различных типов (термоэмиссионные, турбомашинные, фотоэлектрические и т.п.).

СЭДУ при работе в двигательном режиме (уровень тяги десятки-сотни Н) способны обеспечивать межорбитальные перелеты КА по энергетически оптимальным многовитковым траекториям за относительно короткое время (например, с низких орбит на геостационарную (ГСО) в течение 30…60 сут) при высоком удельном импульсе тяги, а при работе в энергетическом режиме – обеспечивать высокий уровень электроснабжения целевой и служебной аппаратуры КА при его функционировании на рабочей орбите. Оценки Центра Келдыша и результаты зарубежных исследований показали, что СМТ с СЭДУ позволяют (в сравнении с современными СМТ с жидкостными или твердотопливными ракетными двигателями) либо повысить непосредственно целевую (косвенно и экономическую) эффективность КА на рабочей орбите при использовании определенной ракеты-носителя (РН) (за счет большей располагаемой массы целевой аппаратуры и более высокого уровня ее энергообеспечения), либо при той же массе КА использовать РН более легкого класса с меньшими стоимостью пуска (прямое повышение экономической эффективности) и временем подготовки к старту. Проведенный сравнительный анализ СЭДУ различных схем применительно к российским условиям показал, что реализация межорбитальных перелетов по энергетически оптимальным траекториям длительностью 30…60 сут и компоновка орбитального комплекса в зонах размещения полезного груза РН возможна лишь при условии наличия в составе СЭДУ: теплового аккумулятора (ТА) с весьма высокой энергоемкостью и многорежимного двигателя, способного работать как в режиме обычного ЖРД на холодных компонентах топлива (водород и кислород), так и в режимах с нагретым в ТА водородом с его дожиганием с кислородом или без дожигания.

В результате поиска более простых и эффективных схем солнечных энергодвигательных установок в Центре Келдыша разработана их концепция принципиально нового типа. В этой установке энергетический контур выполнен на основе обычных планарных солнечных батарей (СБ) с фотоэлектрическими преобразователями. Двигательный контур установки содержит многорежимный СТРД, работающий как в режиме обычного водород-кислородного ЖРД на холодных компонентах топлива, так и в режимах с нагретым водородом с дожиганием или без дожигания. Периодический нагрев («зарядка») ТА, совмещенного с теплообменником для нагрева водорода, осуществляется высокотемпературным электронагревателем омического типа, который встроен в тепловой аккумулятор. Электроэнергия к нагревателю поступает на освещенной части каждого орбитального витка траектории выведения от солнечных батарей.

Упрощенная принципиальная схема СЭДУ с электронагревным тепловым аккумулятором показана на рис. 1. СЭДУ с электронагревным ТА, благодаря использованию солнечных батарей традиционного типа, и высокотемпературного электронагревателя относительно простые в разработке, изготовлении и эксплуатации. Для этих установок характерны:

  • относительно простая конструкция ТА, так как при практически полной замкнутости внутреннего объема упрощается проблема его теплоизоляции;
  • приемлемые требования по точности наведения солнечных батарей на солнце ± 10° … ± 15° в процессе межорбитального перелета и многолетней эксплуатации КА на рабочей орбите;
  • высокая плотность компоновки солнечных батарей в сложенном состоянии;
  • использование отработанных конструктивно-технологических решений и апробированных материалов в энергетическом контуре.

СЭДУ состоит из функционально входящего в ее состав блока топливных баков (БТБ), пневмогидравлических средств подачи со средствами пожаровзрывопредупреждения, многофункционального двигателя (МФД), средств бортовых измерений и бортовой кабельной сети. Общий вид МФД показан на рис. 2.

Блок топливных баков с входящими в его состав теплоизоляцией, теплообменниками и внутрибаковыми устройствами обеспечивает размещение, хранение, а также подачу криогенных компонентов топлива двигателей СЭДУ – жидкого водорода и кислорода в условиях длительного (до 60 сут) межорбитального перелета.

Пневмогидравлические средства подачи обеспечивают заправку СЭДУ компонентами топлива и сжатыми газами при подготовке к пуску, предстартовый и полетный наддув баков (при необходимости), подачу компонентов топлива на вход МФД и газообразного водорода в водородный компрессор, а также сброс газов из емкостей СЭДУ после ее последнего выключения.

МФД состоит из кислород-водородного маршевого двигателя (в составе камеры сгорания и теплового аккумулятора), двух дополнительных маршевых электронагревных двигателей, двух блоков двигателей ориентации и стабилизации и системы подачи жидких и газообразных компонентов топлива.

В тепловом аккумуляторе в качестве теплоаккумулирующего вещества используется плотный графит. Нагрев водорода осуществляется в специальных каналах, заполненных графитовыми частицами.

Дополнительный маршевый двигатель, рабочим телом которого является газообразный водород, имеет электронагреватель-теплообменник, состоящий из двух ступеней, объединенных в один блок. Первая ступень – нагреватель-теплообменник пористого типа, вторая – нагреватель спирального типа. Потребляемая электрическая мощность каждого из двух двигателей – 4,5 кВт, расход водорода – 0,125 г/с.

Двигатели ориентации и стабилизации, объединенные в два блока по три двигателя в каждом, работают на холодном газообразном водороде.

Для управления вектором тяги МФД с входящими в его состав основным и дополнительными маршевыми двигателями размещен в двухстепенном карданном подвесе, допускающем его качание электромеханическим приводом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с отклонением от продольной оси разгонного блока до ± 4° .

Тепловой режим криогенных компонентов топлива при длительном функционировании СЭДУ обеспечивается электровакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ), а также путем использования теплоты испарения водорода, потребляемого в газообразном виде при запуске МФД.

Термостатирование окислителя производится за счет теплообмена со сбрасываемыми парами водорода в специальном теплообменнике. Баки окислителя и горючего теплоизолируются высокоэффективной сборно-разборной теплоизоляцией типа ЭВТИ-2РЛ. Все стержни ферм, трубопроводы, кабели, подходящие к поверхности бака также теплоизолируются ЭВТИ-2РЛ.

В настоящее время в Центре Келдыша разработан проект опытного образца МФД, изготовлены опытные агрегаты и узлы двигателя, в том числе камера сгорания, тепловой аккумулятор, агрегаты системы подачи топлива, сборка “тепловой аккумулятор — камера сгорания”, которые проходят экспериментальную стендовую отработку.

Полученные разработки СЭДУ нашли практическое применение в работах РКК “Энергия” по созданию криогенного разгонного блока (РБ) с СЭДУ, который планируется использовать на разрабатываемой модификации самой надежной и экологически чистой РН среднего класса “Союз” — РН “Ямал”. С помощью данного РБ будет обеспечено выведение на геостационарную орбиту космических аппаратов с массой, близкой к массе КА, выводимых ракетой “Протон”, которая относятся к ракетам тяжелого класса.

Разгонный блок с СЭДУ на РН “Ямал” хорошо адаптируется с создаваемыми в РКК “Энергия” космическими аппаратами нового поколения типа “Ямал-200”, “Ямал-300”, имеющими в своем составе высокоэффективные планарные солнечные батареи с достаточной для СТРД мощностью.

Эти КА в настоящее время как раз ориентированы на выведение на ГСО с помощью ракет-носителей “Протон”, значительно более дорогих, чем РН “Ямал”, и по запускам которых в последнее время возникают регулярные проблемы с получением согласия в Республике Казахстан. Поэтому выведение упомянутых КА с помощью РН “Ямал” с РБ с СЭДУ не только снизит материальные затраты, но и значительно упростит решение геополитических проблем.

Компоновки РБ с СЭДУ и космической головной частью (КГЧ) РН “Ямал” приведены на рис. 3 и 4.

Программа выведения КА на геостационарную орбиту с помощью РБ с СЭДУ предусматривает четыре этапа:

  • полет по траектории выведения в составе ракеты-носителя;
  • переход с опорной на стартовую орбиту;
  • последовательное формирование геопереходной орбиты (ГПО);
  • последовательное формирование геостационарной орбиты.

На этапе полета в составе РН орбитальный блок выводится на круговую опорную орбиту с параметрами Нкр=200 км и наклонением, зависящим от точки старта (51,6° при старте с космодрома Байконур, 62,8° — с космодрома Плесецк). На этом этапе производится сброс головного обтекателя РН, раскрытие антенн РБ (при необходимости), а также подготовительные операции в пневмогидравлических средствах подачи РБ.

Переход с опорной орбиты на стартовую орбиту с высотой перигея (hp )ст ? 300 км и высотой апогея (ha )ст ? 400 км без изменения наклонения осуществляется одним включением маршевого двигателя, работающего в режиме обычного ЖРД на холодных компонентах топлива (режим 1). Солнечные батареи КА находятся в сложенном состоянии. Электроснабжение МФД и всех систем РБ осуществляется от бортовых источников тока разгонного блока.

На стартовой орбите происходит раскрытие солнечных батарей КА и переход на электроснабжение МФД и систем РБ от системы электроснабжения космического аппарата. В течение шести витков производится начальный прогрев теплового аккумулятора, после чего начинается формирование геопереходной орбиты.

Последовательное формирование ГПО с параметрами (hp )ГПО=(hp )ст , (ha )ГПО=36000 км и наклонением iГПО» iст осуществляется серией импульсов маршевого двигателя, выдаваемых в перигее промежуточных орбит, образующихся в процессе формирования ГПО. Маршевый двигатель работает в режиме дожигания нагретого водорода (режим 2). На «перигейной» серии продолжительность импульсов тяги постепенно увеличивается до максимальной (~15 мин) в зависимости от периода промежуточного витка орбиты, который определяет количество тепловой энергии, накапливаемой в ТА на этом витке.

По завершении формирования ГПО формируется геостационарная орбита. Последовательное формирование ГСО осуществляется серией импульсов тяги, выдаваемых в окрестности апогея геопереходной орбиты совместной работой основного и дополнительных маршевых двигателей. В начале «апогейной» серии основной маршевый двигатель работает в режиме дожигания нагретого водорода (режим 2), а затем, по выработке окислителя, этот двигатель переводится на режим работы без дожигания горючего (режим 3).

После выработки рабочего запаса окислителя производится дренирование оставшихся в баке остатков кислорода, включая гарантийный запас, через безмоментные и безимпульсные сопла.

Упрощенная схема межорбитального перелета приведена на рис.5.

Результаты проведенных в РКК “Энергия” проектных проработок разгонного блока с СЭДУ для ракетно-космического комплекса “Ямал” показали:

  • Применение РБ с СЭДУ приводит к увеличению массы КА, выводимых на ГСО, по сравнению с традиционными РБ с кислород-керосиновыми ЖРД в ~1,7 раза при увеличении времени выведения до 60 сут.
  • Применение РБ с СЭДУ дает возможность снижения размерности РН, используемых для доставки КА на ГСО, а следовательно, и снижения стоимости запуска КА.
  • Применение РБ с СЭДУ может способствовать решению важной для России проблемы обеспечения гарантированного запуска КА на ГСО с территории России для решения традиционных и перспективных задач в интересах обороны, науки и социально-экономического развития страны.
  • Создание разгонного блока с рассмотренной солнечной энергодвигательной установкой при достигнутом уровне развития ракетной техники в принципе возможно и соответствует одному из перспективных направлений развития ракетостроения.

Вместе с тем необходимо отметить, что ожидаемая эффективность применения СЭДУ в составе СМТ может быть получена лишь при успешном решении ключевых проблем создания СЭДУ, таких как:

  • долговременная работоспособность высокотемпературных конструкционных материалов камеры сгорания и теплового аккумулятора основного и дополнительного маршевых двигателей;
  • создание высокоэкономичных агрегатов системы подачи криогенных и газообразных компонентов топлива;
  • создание эффективной системы хранения криогенных компонентов топлива;
  • обеспечение оптимальных тепловых режимов агрегатов МФД и СЭДУ;
  • отработка требуемого ресурса основных агрегатов МФД и СЭДУ.

Развернутые в настоящее время в Центре Келдыша и РКК “Энергия” работы направлены на создание МФД и РБ с СЭДУ с возможностью их ввода в эксплуатацию в ближайшие годы.

Ракетно-космическая корпорация “Энергия” им. С.П. Королева
141070, г. Королев, Московская обл.,
ул. Ленина, д. 4а.
Тел.: (095) 513-7248, факс: (095) 187-9877, (095) 513-8620.

Исследовательский центр им. М.В. Келдыша
125438, г. Москва, ул. Онежская, д. 8/10.
Тел.: (095) 456-4608, (095) 456-8756, факс: (095) 456-8228.
Телекс: 412761 NIITP SU.

1 Star2 Stars3 Stars4 Stars5 Stars (4,00 из 5, оценило: 1)
Загрузка...