Способ выведения на заданную межпланетную орбиту и многоразовый транспортно-энергетический модуль
METHOD OF BRINGING TO A GIVEN INTERPLANETARY ORBIT AND A REUSABLE TRANSPORT-ENERGY MODULE

Изобретение относится к межорбитальным транспортным системам многократного применения и способам осуществления межорбитальных перелетов.
Критика известных решений
В настоящее время широкое применение в космонавтике получили электроракетные двигатели (ЭРД) [2], использующие в качестве рабочего тела ксенон. Так как ксенона в атмосфере Земли мало, разработаны ЭРД на аргоне, йоде и в США предложено поднимать орбиту МКС с помощью ЭРД на аргоне. Однако ресурсы инертных газов на Луне и Марсе пока не выявлены. На Марсе и Луне обнаружены кубические километры воды в форме гидратов. На Марсе нашли миллиарды баррелей нефти.
Илон Маек (США), в целях уменьшения размерности РН «BFR», предлагал возвращение КА с Марса на метане и кислороде, для чего планирует запустить на Марс, примерно через 5 лет, два КА для исследования возможностей добычи углекислого газа и воды для производства метана и кислорода на Марсе.
При реализации полетов на криогенных компонентах, даже с использованием тепловой инерции переохлажденных компонентов, потери криогенного топлива на испарение велики и не позволяют реализовать полеты длительностью более суток (с запуском двигателей) без дополнительных бортовых резервов топлива или энергоресурсов.
Из патентной литературы известны:
- космическая двухрежимная ЯЭУ ТЭМ по патентам РККЭ №2592069, кл. B64G 1 и №2522971 от 20.07.2014 г., а также тягово-энергетический модуль по патенту №2234565, описывающие аналоги предложения;
- экспедиционный космический комплекс, выполненный ввиде комбинированной системы, включающей многоразовый межорбитальный транспортный аппарат двигательную установку малой тяги на базе стационарного двигателя с рабочим телом ксеноном, с размещенными на корпусе транспортного аппарата платформами с электроракетной двигательной установкой и системой электроснабжения, с полезной нагрузкой, и двигатель большой тяги, использующий в качестве горючего водород (см. например, патент РФ №2404091, кл. B64G 1/14, B64G 1/26, 2009 г. Из того же источника известен способ осуществления межпланетной экспедиции, заключающийся в том, что выведенный отлетный комплекс а околоземную орбиту, в дальнейшем переводят на орбиту искусственного спутника исследуемой планеты назначения. Недостатками известных способа и устройства является многоступенчатость, включающая одноразовые ракеты носители и низкая эффективность в экспедиции, из-за невозможности посадки всего отлетного электроракетного комплекса на исследуемую планету, что обусловливает ограниченные ресурсы посадочного корабля на исследуемой планете.
Известен, взятый за прототип, ядерный транспортно-энергетический модуль, предложенный Центром Келдыша [2], Указ о начале разработки которого подписан Президентом Медведевым Д.А в 2010 году, и прорабатывавшийся РККЭ до ЭП. Он содержит электроракетную двигательную установку, смонтированную в хвостовом отсеке (ХО), связанном раздвижным отсеком несущих ферм (ОНФ) с ядерной электростанцией (ЯЭС), размещенной на противоположном конце ОНФ. При этом на ОНФ смонтирован складной радиационный теплообменник (РТО) для сброса тепла ядерной энергоустановки (ЯЭУ) и шагающий по опорным узлам робот-манипулятор.
В ХО расположены входящие в состав ТЭМ преобразователи напряжения (ПН), солнечные (СБ) и аккумуляторные батареи (АБ), балластная нагрузка (БН) ввиде реостата и комплекс управляющих двигателей маховиков (КУДМ). ТЭМ базируется на радиационно-безопасной орбите (РБО), где он заправляется расходными материалами, ксеноном и стыкуется с космическими аппаратами для периодического решения орбитальных задач ТЭМ.
Недостатком известного ТЭМ является использование дорогого рабочего тела - ксенона, производимые годовые объемы которого на нашей Земле сопоставимы с расходами ксенона на один полет ТЭМ. Небольшая тяга ЭРДУ обусловливает большую длительность полета в радиационных поясах Земли, в операции стыковки и замены или ремонта КА на ГСО, исчисляемую десятками месяцев. Это ограничивает число возможных операций ТЭМ в течение всего срока службы до 8 - 10 полетов, что добавляет к стоимости реализуемых задач амортизацию ТЭМ в размере 3-4 млрд. руб. на операцию. Требуемые мощности ЯЭС в условиях ограничений по массе ПГ, выводимой РН "Ангара-А5", или «Протон-М» (РН тяжелого класса) обусловливают высокие рабочие температуры РТО, которые еще не достигнуты на практике.
Модуль обеспечения (МО) представляет собой межорбитальный буксир (МОБ), доставляющий сменный космический аппарат (КА) или комплект запчастей для ремонта отказавшего КА и блок баков с топливом и стыковочным узлом, которые прикрепляются к ТЭМ. МО включает ЖРДУ и баки с топливом для них, системы электропитания, управления, телеметрии, стыковки. МО может быть построен на базе разгонных блоков (РБ) «Бриз», «Фрегат», «ДМ» и КВРБ.
Предложение
Изобретения иллюстрируются чертежами на 2-х листах, где изображены структурные схемы и внешний вид МТЭМ (рис. 1 и 2) и МО-заправщиков (рис. 3 и 4), а также циклограмма реализации способа разгона (рис. 5).
2
2
Предлагаемый МТЭМ, отличается тем, что вместо ЭРДУ с микротягой, он снабжен стандартными РД средней тяги на экологически чистых компонентах топлива Н+O. Заправка МТЭМ осуществляется высококипящей водой, простой в транспортировке, хранении и переливе. Это дает возможность использования разведанных марсианских и лунных ресурсов в орбитальных перелетах. Вода в солнечной системе имеется и на других планетах, планетоидах, астероидах и кометах.
Получение компонентов топлива из воды осуществляется в полете по мере необходимости посредством электролиза воды, порционно, рис 5. Для упрощения системы хранения и подачи в РД компонентов топлива, они нагнетаются из электролизера в газообразном виде в небольшие баки высокого давления (БВД) (на 400-800 атм., типа серийно выпускаемых Ижевским заводом), следовательно отпадает необходимость в системе запуска РД в невесомости и турбонасосном агрегате, что упрощает и облегчает РД. Поджиг гремучей смеси обеспечивается электрической дугой, лазером или за счет самовоспламенения подогретого на теплообменнике (или газодинамикой) сжатого водорода. Одновременно снижаются требования к рабочей температуре РТО, сближающие его характеристики с достигнутым современным технологическим уровнем.
Дорогостоящая ЭРДУ заменена на дешевые РД, а балластная нагрузка может быть заменена на светодиодный прожектор для испытания принципов полета на фотонном двигателе без затрат топлива. Использование регулируемых гибких отражателей, на которых смонтировано множество лазерных светодиодов, для повышения стойкости к повреждению прожектора техногенным мусором и метеороидами, позволяет использовать МТЭМ как орбитальный источник света для подсветки космических объектов и полярных районов полярной ночью.
Применение РД средней тяги сокращает продолжительность разгона ТЭМ в пять и более раз, и соответственно позволяет довести число межорбитальных операций одним ТЭМ с десяти-двадцати, как у прототипа, до сотни раз, что повышает эффективность технологии обслуживания ГПО. Кроме того появляется возможность многократного облета Марса и Венеры со сбросом зондов массой по 3 тонны каждый на Марс и Венеру, с использованием гравитационного поворота у Марса и Венеры для возвращения на РБО Земли.
Для обеспечения ремонтных и спасательных операций КА, терпящих бедствие на высокоэнергетических орбитах: орбите Луны, точках либрации и др., стыковочные манипуляторы и агрегаты МТЭМ и МО выполнены универсальными, по разрабатываемому в настоящее время международному стандарту.
Изобретение иллюстрируется пятью рисунками на двух листах.
Модуль обслуживания 1 (рис. 3 и 4) представляет собой стандартный буксир 2, типа РБ КВТК, «Фрегата», «Бриза» или МРН "Корона" 3, снабженный баками 4 для воды 5 и заправочных средств 6, типа манипуляторов 7 или стыковочных агрегатов 8. На МО мы не будем останавливаться детально, так как его новизна заключается в новом применении известных устройств.
Многоцелевой транспортно-энергетический модуль 9 (рис. 1 и 2) представляет собой космического робота-трансформера, состоящего из ЯЭС 10 и служебного отсека 11, связанных между собой раздвижной фермой - трансформером 12. При своем раскрытии ферма разворачивает радиационные теплообменники 13 и 14 рулонного или панельного типа.
МТЭМ снабжен кислородно водородной РДУ 15, питаемой от баков высокого давления 16, компоненты топлива (газообразные кислород и водород) в которые нагнетают из электролизера 17 насосы 18. Насосы и электролизеры питаются энергией ЯЭС. Излишнее тепло перечисленных агрегатов сбрасывается с помощью РТО 19.
ТЭМ снабжен стыковочными агрегатами 20 для стыковки с МО-заправщиком 1 или МРН "Корона" 3 и заменяемыми или ремонтируемыми (обслуживаемыми) КА на рабочих орбитах.
Для обеспечения причаливания и осевых стыковок с МО и заменяемыми КА, РДУ 15 включает смонтированные на манипуляторах 21 маршевые РД 22 и стыковочные струйные сопла стабилизации 23 (ДУПС).
Как и прототип МТЭМ включает реакторную установку 24, систему преобразования энергии 25, солнечные батареи 26, комплекс управляющих двигателей-маховиков (КУДМ) 27. К стыковочному узлу крепится космический аппарат 28.
Для повышения стойкости к повреждению прожектора 29 техногенным мусором и метеороидами, он состоит из множества лазерных светодиодов 30 смонтированных на трансформируемых гибких отражателях 31, что позволяет использовать МТЭМ как орбитальный источник света. Подробнее перечень систем представлен в таблице 1.
Расчет массовой эффективности предложения.
Оценки базовых сухих масс проведены в предположении близости массовых характеристик заменяемых систем рассматриваемых вариантов ТЭМ при мощности до 150 кВт [4] и позволяют предположить, что сухие массы известного и нового вариантов ТЭМ при мощности ЯЭС 100 кВт будут близки по величине.
Сравнительный анализ масс показал, что при уменьшении мощности ЯЭС масса доставляемых КА может увеличиваться, однако при этом увеличится продолжительность операции, выработка ресурса ЯЭС и затраты на управление полетом.
При мощности ЭС 50 кВт возможен качественный скачок в случае замены ЯЭС на изотопную или солнечную электростанцию. При этом вместо ЯЭС с радиаторами РТО на ТЭМ появятся СБ площадью около 500 кв. м.
Примерный состав МТЭМ представлен в таблице 1, где для определения оптимальной размерности рассмотрены 3 варианта мощности ЯЭУ, и зависящих от нее систем. Характеристики остальных систем заморожены.
Для выявления многопараметрического оптимума необходимо будет при проектировании также выбрать емкости порционных баков, тягу РД, точки выдачи разгонных импульсов и их величину.
Способ осуществления межорбитального перелета иллюстрируется на рис. 5. В орбитальном полете по программе ЦУП или бортовой СУ запускается ЯЭУ, осуществляется выработка электроэнергии ЯЭС (или СБ), подключенной к электролизеру, осуществляется получение из воды порции кислородно-водородного топлива, которое заполняется в баки высокого давления и после заполнения баков в расчетной точке орбиты осуществляются ориентация МТЭМ с помощью КУДМ и с помощью РД выдача разгонного импульса. Освободившиеся баки вновь заполняются компонентами топлива и цикл повторяется до достижения необходимой орбитальной скорости.
Энергетический расчет получения кислорода и водорода из воды приведен в таблице 2, для электрической мощности ЯЭС около 100 кВт. достижимой для ТЭМ-прототипа.
Оценка экономической эффективности МТЭМ.
При принятых допущениях и ограничениях для ЯЭС на 100-150 кВт достижима продолжительность получения порции 50-100 кг молей кислорода и водорода около 24 часов или примерно за одни сутки, а полет на ГПО и обратно, с выдачей около 30 импульсов разгона, займет около месяца (вместо года для прототипа - ТЭМ на ЭРД). Это позволяет ежеквартально совершать операции замены или обслуживания КА и за гарантийный срок эксплуатации (10 лет) обеспечить около 40 операций, вместо 10 для известного прототипа ТЭМ.
Если цена ТЭМ составляет 40 млрд. руб. то в первом варианте она списывается на 10 операций по 4 млрд. руб., а во втором на 40 операций по 1 млрд. руб. Доставка КА с ксеноном в баках под давлением 150 атм. потребует использования РН типа «Союз» с РБ «Фрегат» по цене около 2-3 млрд. руб., а доставка 25 тонн воды под нормальным давлением с КА - РН типа «Протон-М» или «Ангара-А5» с РБ «Бриз-М» по цене 3-4 млрд. руб. Таким образом, совокупная цена единичной транспортной операции во втором варианте на 1 млрд. руб. дешевле.
Расчет проведен без учета стоимости ксенона, который на несколько порядков дороже воды и стоимости управления полетом, которая в операциях продолжительностью более года, соответственно выше, чем в операциях квартальной продолжительности.
Результаты сравнительного анализа переменных составляющих технико-экономических показателей (ТЭП) сведены в таблицу 3.
Из таблицы 3 видно, что эксплуатационные характеристики МТЭМ на воде лучше, чем для прототипа - ТЭМ на ксеноне. Баллистический расчет операций
Оценим возможности МТЭМ, используя известную формулу Циолковского, а значения характеристических скоростей примем с учетом гравитационных потерь в соответствии с работой [4]
xap
где V - импульс скорости (характеристическая скорость),
ист
W - скорость истечения газов из сопла
уд
где I - удельный импульс,
g - ускорение свободного падения на Земле.
Масса аппарата после импульса также ищется с помощью формулы Циолковского:
т
Расход топлива ТЭМ МП (М) найдем по формуле:
0
Где М - начальная масса аппарата,
к
М - масса аппарата после импульса.
Результаты расчета операции приведены в табл. 4.
Расчеты расхода бортовых ресурсов и компонентов топлива в полете приведены в таблице 3. Масса воды, доставляемой на МТЭМ принята для выведения МО на РН «Ангара-А5» или МРН «Корона» стартовой массой 500 тонн, около 25-30 тонн. Масса доставляемого груза или КА, зонда, может быть определена из конечной текущей массы МТЭМ за вычетом сухой массы ТЭМ, например, 13 695,0 кг.
Проведенные исследования показали, что предлагаемое устройство МТЭМ позволяет реализовать способ многократного быстрого перелета на геопереходную, окололунную орбиту или облет Марса и Венеры в одном рейсе со сбросом зондов массой до 3 тонн на каждую планету.
Кислородно-водородные РД могут работать в диапазоне соотношений компонентов от 5 до 8, что дает возможность с помощью МТЭМ снабжать резервами кислорода системы жизнеобеспечения орбитальных станций и кораблей. При этом повышение удельного импульса РД обеспечивается электрической дугой (зажигания) в его камере сгорания или подсветкой лазерным прожектором.
Учитывая недавнее (1 марта 2018) обращение Президента к Федеральному собранию, в котором он поделился успешными испытаниями ракет с ядерной энергоустановкой, и сообщение Роскосмоса об испытаниях в КБХА совместно с МАИ электроракетного двигателя на воздухе и воде, можно с уверенностью подтвердить возможность реализации орбитальных полетов МТЭМ на попутных, лунных и марсианских ресурсах [7].
Эффективность и преимущества предложения
1. Достигается возможность многократных длительных межпланетных полетов с использованием воды в качестве бортового ресурса.
2. Достигается сокращение времени разгона ТЭМ и увеличение количества операций за срок гарантийной службы ЯЭС в три-четыре раза.
3. Реализация полета ТЭМ на воде открывает возможность использования разведанных марсианских и лунных ресурсов в межорбитальных перелетах.
4. Снижение требований по динамике теплообмена ЯЭУ на орбите дает возможность использования освоенных теплоносителей.
5. Облегчены требования по температурным режимам длительного хранения топлива на МО и МТЭМ в полете, за счет использования воды и газообразных кислорода и водорода.
6. В качестве полезного груза может доставляться топливо для заправки обслуживаемых КА и обеспечивается возможность подзарядки аккумуляторных батарей группировки КА, попавшей в нештатную ситуацию, например из-за временной потери ориентации.
7. Так как кислородно-водородные РД могут работать в диапазоне соотношений компонентов от 5 до 8, появляется возможность с помощью МТЭМ снабжать резервами кислорода системы жизнеобеспечения орбитальных станций и кораблей. При этом повышение удельного импульса РД обеспечивается электрической дугой (зажигания) в его камере сгорания или подсветкой лазерным прожектором.
8. Стоимость единичной транспортной операции МТЭМ на ГПО или облета Марса и Венеры снижена, по сравнению с прототипом, на 1 млрд. руб.
Литература
1) Циолковский К.Э. Сборник трудов. М. Роскосмос, 2017.
2) Веденеева Н., ТЭМ мегаваттного класса на основе газотурбинной ЯЭДУ, Газета «МК» от 23 марта 2013 г.
3) Пилотируемая экспедиция на Марс. Под ред. Коротеева А.С. Москва-Королев. Российская академия космонавтики. 2006.
4) Бахвалов Ю.О., Пугаченко С.Е., Денисов В.Д., и др. Учебно-исследовательский компьютерный стенд для моделирования ракетно-космических систем. Свидетельство №2011616220 от 19 мая 2011.
5) Денисов В.Д. Особенности космической баллистики экспедиционного космического комплекса нового поколения // Труды Королевских чтений, Москва, 2014 г.
6) Яворский Б.М. и Детлаф А.А. Справочник по физике для инженеров и студентов ВУЗов, Москва, издательство "Наука", Главная редакция физико-математической литературы, 1972.
7) МРН «Корона», на сайтах: «Википедия.ru» и mirah.ru «Вперед к космической цивилизации».
8) Корнилов В.А. Космическая двухрежимная ЯЭУ ТЭМ. Патент РККЭ №2592069, кл. B64G 1/42.
9) Коротеев А.С. Ядерная энергодвигательная установка, Патент №2522971 Центра Келдыша от 20.07.2014 г., МПК G21D 5/00
10) Тягово-энергетический модуль по патенту №2234565.
11) Экспедиционный космический комплекс и способ осуществления межпланетной экспедиции, патент РФ №2404091, кл. B64G 1/14, B64G 1/26, 2009 г.
Перечень сокращений
Перечень позиций на рисунках (чертежах)