Erobringen av verdensrommet har blitt en av de viktigste og epokegjørende prestasjonene for menneskeheten. Opprettelsen av lanseringskjøretøyer og infrastrukturen for lansering krevde enorm innsats fra de ledende landene i verden. I vår tid er det en tendens til å lage fullt gjenbrukbare lanseringskjøretøyer som er i stand til å utføre dusinvis av fly til verdensrommet. Deres utvikling og drift krever fortsatt enorme ressurser, som bare kan tildeles av stater eller store selskaper (igjen, med støtte fra staten).
På begynnelsen av XXI-tallet gjorde forbedringen og miniatyriseringen av elektroniske komponenter det mulig å lage små satellitter (de såkalte "mikrosatellittene" og "nanosatellittene"), hvis masse ligger i området 1-100 kg. Nylig snakker vi om "picosatellitter" (som veier fra 100 g til 1 kg) og "femto -satellitter" (som veier mindre enn 100 g). Slike satellitter kan bli skutt opp som gruppelast fra forskjellige kunder eller som en passerende last til "store" romfartøyer (SC). Denne oppskytningsmetoden er ikke alltid praktisk, siden nanosatellittprodusenter (i det følgende vil vi bruke denne betegnelsen for alle dimensjoner av ultrasmå romfartøy) må tilpasse seg timeplanen til kundene for lanseringen av hovedlasten, samt pga. forskjeller i oppskytingsbanene.
Dette har ført til at det har dukket opp etterspørsel etter ultrasmå oppskytningskjøretøy som er i stand til å skyte romfartøy som veier omtrent 1-100 kg.
DARPA og KB "MiG"
Det var og blir utviklet mange prosjekter med ultralette oppskytningsbiler - med bakke, luft og sjø. Spesielt jobbet det amerikanske byrået DARPA aktivt med problemet med rask oppskytning av ultrasmå romfartøy. Spesielt kan man huske ALASA-prosjektet, som ble lansert i 2012, innenfor rammen av hvilken det var planlagt å lage en liten rakett designet for å starte fra en F-15E jagerfly og skyte opp satellitter som veier opptil 45 kg til en lav referansebane. (LEO).
Rakettmotoren installert på raketten måtte operere på NA-7 monopropellant, inkludert monopropylen, lystgass og acetylen. Lanseringskostnaden skulle ikke overstige 1 million dollar. Antagelig var det problemer med drivstoff, spesielt med spontan forbrenning og en tendens til å eksplodere, som satte en stopper for dette prosjektet.
Et lignende prosjekt ble utarbeidet i Russland. I 1997 begynte MiGs designbyrå sammen med KazKosmos (Kasakhstan) å utvikle et nyttesystem (PN) med et konvertert MiG-31I interceptor (Ishim). Prosjektet ble utviklet på grunnlag av grunnlaget for opprettelsen av en antisatellittmodifikasjon av MiG-31D.
Tretrinnsraketten, som ble skutt opp i omtrent 17 000 meters høyde og en hastighet på 3000 km / t, skulle gi en nyttelast som veide 160 kg i bane i en høyde på 300 kilometer, og en nyttelast som veide 120 kg i en bane i 600 kilometers høyde.
Den vanskelige økonomiske situasjonen i Russland på slutten av 90 -tallet og begynnelsen av 2000 -tallet tillot ikke at dette prosjektet ble realisert i metall, selv om det er mulig at tekniske hindringer kan oppstå i utviklingsprosessen.
Det var mange andre prosjekter med ultralette oppskytingsbiler. Deres kjennetegn kan betraktes som utvikling av prosjekter av statlige strukturer eller store (praktisk talt "statlige") selskaper. Komplekse og dyre plattformer som jagerfly, bombefly eller tungtransportfly måtte ofte brukes som oppskytningsplattformer.
Alt dette sammen kompliserte utviklingen og økte kostnadene for kompleksene, og nå har ledelsen i etableringen av ultralette oppskytningsbiler gått i hendene på private selskaper.
Rakettlab
Et av de mest vellykkede og velkjente prosjektene med ultralette raketter kan betraktes som "Electron" oppskytningsbil for det amerikansk-newzealandske selskapet Rocket Lab. Denne to-trinns raketten med en masse på 12.550 kg er i stand til å skyte 250 kg PS eller 150 kg PS inn i en solsynkron bane (SSO) med en høyde på 500 kilometer inn i LEO. Selskapet planlegger å skyte opp til 130 missiler i året.
Rakettens design er laget av karbonfiber; jetmotorer med flytende drivstoff (LRE) brukes på et par brensel parafin + oksygen. For å forenkle og redusere kostnadene ved designen bruker den litiumpolymerbatterier som strømkilde, pneumatiske kontrollsystemer og et system for å forskyve drivstoff fra tanker, som opererer på komprimert helium. Ved produksjon av rakettmotorer og andre rakettkomponenter brukes flytende drivstoff aktivt.
Det kan bemerkes at den første raketten fra Rocket Lab var Kosmos-1 meteorologisk rakett (Atea-1 på maorispråket), som var i stand til å løfte 2 kg nyttelast til en høyde på omtrent 120 kilometer.
Lin Industrial
Den russiske "analogen" til Rocket Lab kan kalles selskapet "Lin Industrial", som utvikler prosjekter for både den enkleste suborbitalraketten som kan nå en høyde på 100 km, og lanseringskjøretøyer designet for å levere nyttelast til LEO og SSO.
Selv om markedet for suborbitale missiler (først og fremst som meteorologiske og geofysiske raketter) er dominert av løsninger med motorer med fast brensel, bygger Lin Industrial sin suborbitalrakett basert på rakettmotorer med flytende drivstoff drevet av parafin og hydrogenperoksid. Mest sannsynlig skyldes dette at Lin Industrial ser sin viktigste utviklingsretning i den kommersielle lanseringen av oppskytningsbilen i bane, og den suborbitalraketten med flytende drivstoff er mer sannsynlig å bli brukt til å utvikle tekniske løsninger.
Hovedprosjektet til Lin Industrial er Taimyr ultralette oppskytningsbil. I utgangspunktet sørget prosjektet for et moduloppsett med et serie-parallelt arrangement av moduler, som gjør det mulig å danne et oppskytningsbil med mulighet for å laste ut en nyttelast fra 10 til 180 kg til LEO. Endringen i minimumsmassen til det lanserte kjøretøyet skulle sikres ved å endre antall universelle missilenheter (UBR)-URB-1, URB-2 og URB-3 og RB-2-rakettenhet i tredje etappe.
Motorene til Taimyr lanseringsbil må kjøre på parafin og konsentrert hydrogenperoksid; drivstoffet må tilføres ved forskyvning med komprimert helium. Designet forventes å bruke mye komposittmaterialer, inkludert karbonfiberforsterket plast og 3D-trykte komponenter.
Senere forlot Lin Industrial -selskapet den modulære ordningen - lanseringskjøretøyet ble en totrinns, med et sekvensielt trinn, som et resultat av at utseendet til Taimyr lanseringsbil begynte å ligne utseendet til elektronlanseringsvognen av Rocket Lab. Forskyvningssystemet på komprimert helium ble også erstattet av drivstofftilførsel ved bruk av elektriske pumper drevet av batterier.
Den første lanseringen av Taimyr LV er planlagt i 2023.
IHI Aerospace
En av de mest interessante ultralette oppskytingskjøretøyene er den japanske SS-520 tre-trinns fastdrevne raketten produsert av IHI Aerospace, laget på grunnlag av den geofysiske raketten S-520 ved å legge til et tredje trinn og tilsvarende foredling av systemene ombord. Høyden på SS-520-raketten er 9,54 meter, diameteren er 0,54 meter, oppskytningsvekten er 2600 kg. Nyttelastmassen levert til LEO er ca 4 kg.
Kroppen i det første trinnet er laget av høyfast stål, det andre trinnet er laget av karbonfiberkompositt, hodeskålen er laget av glassfiber. Alle tre trinnene er fast drivstoff. Kontrollsystemet til SS-520 LV er periodisk slått på ved separasjon av første og andre trinn, og resten av tiden raketten stabiliseres ved rotasjon.
3. februar 2018 lanserte SS-520-4 LV vellykket en TRICOM-1R cubesat med en masse på 3 kilo, designet for å demonstrere muligheten for å lage romskip fra elektroniske forbrukerkomponenter. På lanseringstidspunktet var SS-520-4 LV den minste lanseringsbilen i verden, som er registrert i Guinness rekordbok.
Opprettelse av ultrasmå oppskytingsbiler basert på meteorologiske og geofysiske raketter med solid drivstoff kan være en ganske lovende retning. Slike missiler er enkle å vedlikeholde, kan lagres i lang tid i en tilstand som sikrer deres forberedelse til oppskytning på kortest mulig tid.
Kostnaden for en rakettmotor kan være omtrent 50% av kostnaden for en rakett, og det er usannsynlig at det vil være mulig å nå et tall under 30%, selv om det tas hensyn til bruk av additiv teknologi. I lanseringsbiler med fast drivstoff brukes ikke en kryogen oksydator, noe som krever spesielle lagrings- og drivstoffforhold umiddelbart før lansering. På samme tid, for fremstilling av faste drivstoffladninger, utvikles det også additiv teknologi som tillater "utskrift" av drivstoffladninger av den nødvendige konfigurasjonen.
De kompakte dimensjonene til de ultralette lanseringskjøretøyene forenkler transporten og tillater utsetting fra forskjellige steder på planeten for å oppnå den nødvendige banehellingen. For ultralette oppskytningsbiler kreves en mye enklere oppskytingsplattform enn for "store" raketter, noe som gjør den mobil.
Er det prosjekter med slike missiler i Russland, og på hvilket grunnlag kan de implementeres?
I Sovjetunionen ble det produsert et betydelig antall meteorologiske raketter-MR-1, MMP-05, MMP-08, M-100, M-100B, M-130, MMP-06, MMP-06M, MR-12, MR -20 og geofysiske raketter-R-1A, R-1B, R-1V, R-1E, R-1D, R-2A, R-11A, R-5A, R-5B, R-5V, "Vertikal", K65UP, MR-12, MR-20, MN-300, 1Ya2TA. Mange av disse designene var basert på militær utvikling i ballistiske missiler eller anti-missiler. I løpet av årene med aktiv utforskning av den øvre atmosfæren nådde antall oppskytninger 600-700 raketter per år.
Etter Sovjetunionens sammenbrudd ble antall oppskytninger og typer missiler radikalt redusert. For øyeblikket bruker Roshydromet to komplekser-MR-30 med MN-300-raketten utviklet av NPO Typhoon / OKB Novator og det meteorologiske missilet MERA utviklet av KBP JSC.
MR-30 (MN-300)
Raketten til MR-30-komplekset gir løft av 50-150 kg vitenskapelig utstyr til en høyde på 300 kilometer. Lengden på MN-300-raketten er 8012 mm med en diameter på 445 mm, lanseringsvekten er 1558 kg. Kostnaden for en lansering av MN-300-raketten er estimert til 55-60 millioner rubler.
På grunnlag av MN-300-raketten vurderes muligheten for å lage et ultra-lite oppskytningsbil IR-300 ved å legge til et andre trinn og et øvre trinn (faktisk et tredje trinn). Det er faktisk foreslått å gjenta den ganske vellykkede opplevelsen med å implementere det japanske ultralette lanseringsbilen SS-520.
På samme tid uttrykker noen eksperter at siden maksimalhastigheten til MN-300-raketten er omtrent 2000 m / s, for å oppnå den første kosmiske hastigheten på ca 8000 m / s, som er nødvendig for å sette opp lanseringsvognen i bane, kan det kreve for alvorlig revisjon av det opprinnelige prosjektet., som i hovedsak er utviklingen av et nytt produkt, noe som kan føre til en økning i lanseringskostnaden med nesten en størrelsesorden og gjøre det ulønnsomt sammenlignet med konkurrenter.
MÅLE
Den meteorologiske raketten MERA er designet for å løfte en nyttelast som veier 2-3 kg til en høyde på 110 kilometer. Massen til MERA -raketten er 67 kg.
Ved første øyekast er den meteorologiske raketten MERA helt uegnet for bruk som grunnlag for å lage et ultralett oppskytningsbil, men samtidig er det noen nyanser som gjør det mulig å utfordre dette synspunktet.
Det meteorologiske missilet MERA er et to-trinns bicaliber, og bare det første trinnet utfører akselerasjonsfunksjonen, det andre-etter separasjon, flyr det av treghet, noe som gjør dette komplekset likt de anti-flystyrte missilene (SAM) fra Tunguska og Pantsir anti-fly missil- og kanonkomplekser (ZRPK). Faktisk, på grunnlag av missiler for luftforsvarsmissilsystemene i disse kompleksene, ble den meteorologiske raketten MERA opprettet.
Den første fasen er en sammensatt kropp med en solid drivstoffladning plassert i den. På 2,5 sekunder akselererer den første etappen den meteorologiske raketten til en hastighet på 5M (lydhastigheter), som er omtrent 1500 m / s. Diameteren på det første trinnet er 170 mm.
Den første fasen av den meteorologiske raketten MERA, laget ved å vikle et komposittmateriale, er ekstremt lett (sammenlignet med stål- og aluminiumskonstruksjoner med lignende dimensjoner) - vekten er bare 55 kg. Dessuten bør kostnaden være betydelig lavere enn løsninger laget av karbonfiber.
Basert på dette kan det antas at på grunnlag av den første etappen av den meteorologiske raketten MERA, kan det utvikles en enhetlig rakettmodul (URM), designet for batchdannelse av stadier av ultralette oppskytingsbiler
Faktisk vil det være to slike moduler, de vil variere i dysen til en rakettmotor, henholdsvis optimalisert for drift i atmosfæren eller i et vakuum. For øyeblikket er den maksimale diameteren på foringsrørene som er produsert av JSC KBP etter viklingsmetoden angivelig 220 mm. Det er mulig at det er en teknisk mulighet for å produsere kompositthus med større diameter og lengde.
På den annen side er det mulig at den optimale løsningen ville være produksjon av skrog, hvis størrelse vil bli forenet med en hvilken som helst ammunisjon for Pantsir luftforsvarsmissilsystem, guidede missiler fra Hermes -komplekset eller MERA meteorologiske raketter, som vil redusere kostnaden for et enkelt produkt ved å øke volumet av seriell utgivelse av samme type produkter.
Etappene til oppskytningsvognen bør rekrutteres fra URM, festes parallelt, mens separasjonen av trinnene vil bli utført på tvers - den langsgående separasjonen av URM i etappen er ikke gitt. Det kan antas at trinnene i et slikt oppskytningsbil vil ha en stor parasittmasse sammenlignet med et monoblokklegeme med større diameter. Dette er delvis sant, men den lave vekten på saken laget av komposittmaterialer gjør det mulig å i stor grad utjevne denne ulempen. Det kan vise seg at et kabinett med stor diameter, laget med lignende teknologi, vil være mye vanskeligere og dyrere å produsere, og veggene må gjøres mye tykkere for å sikre nødvendig stivhet i strukturen enn URM-er som er tilkoblet med en pakke, slik at det til slutt er mye monoblokk og pakkeløsninger vil være sammenlignbare til en lavere kostnad for sistnevnte. Og det er høyst sannsynlig at en monokloss i stål eller aluminium vil være tyngre enn en pakket kompositt.
Parallell tilkobling av URM kan utføres ved å bruke flatkomposittfresede elementer plassert i de øvre og nedre delene av trinnet (på punktene for innsnevring av URM -kroppen). Om nødvendig kan ytterligere avrettingsmasser av komposittmaterialer brukes. For å redusere kostnadene i strukturen, teknologiske og billige industrielle materialer, bør høystyrke lim brukes så mye som mulig.
På samme måte kan LV-trinnene være sammenkoblet med sammensatte rørformede eller forsterkende elementer, og strukturen kan være ikke-separerbar, når trinnene er separert, kan de bærende elementene bli ødelagt av pyro-ladninger på en kontrollert måte. For å øke påliteligheten kan pyro -ladninger dessuten plasseres i flere sekvensielt plasserte punkter i bærestrukturen og initieres både av elektrisk tenning og direkte tenning fra flammen til motorene på det høyere trinnet, når de slås på (for skyting nedre trinn hvis den elektriske tenningen ikke fungerte).
Lanseringsvognen kan styres på samme måte som den gjøres på det japanske ultralette oppskytningsbilen SS-520. Alternativet til å installere et radiokommandokontrollsystem, lik det som er installert på luftforsvarsmissilsystemet Pantsir, kan også vurderes å korrigere oppskytningen av oppskytningsvognen i det minste på en del av flybanen (og muligens i alle stadier av flyturen). Potensielt vil dette redusere mengden dyrt utstyr ombord på en engangsrakett ved å bære det til et "gjenbrukbart" kontrollkjøretøy.
Det kan antas at sluttproduktet, med tanke på støttestrukturen, forbindelseselementene og kontrollsystemet, vil kunne levere en nyttelast som veier fra flere kilo til flere titalls kilo til LEO (avhengig av antall enhetlige rakettmoduler) i stadiene) og konkurrere med den japanske ultralette SS-LV. 520 og andre lignende ultralette oppskytningsbiler utviklet av russiske og utenlandske selskaper.
For en vellykket kommersialisering av prosjektet, bør den estimerte kostnaden for å lansere det ultralette lanseringsvognen MERA-K ikke overstige 3,5 millioner dollar (dette er lanseringskostnaden for lanseringsbilen SS-520).
I tillegg til kommersielle applikasjoner kan oppskytningsbilen MERA-K brukes til nøduttak av militære romfartøyer, hvis størrelse og vekt også gradvis vil avta.
Utviklingen som ble oppnådd under implementeringen av MERA-K lanseringskjøretøy kan også brukes til å lage avanserte våpen, for eksempel et hypersonisk kompleks med et konvensjonelt stridshode i form av en kompakt glider, som slippes etter lanseringen av lanseringen kjøretøyet til banens øvre punkt.
