Erobringen af det ydre rum er blevet en af de vigtigste og epokegivende bedrifter for menneskeheden. Oprettelsen af lanceringskøretøjer og infrastrukturen til deres lancering krævede en enorm indsats fra de førende lande i verden. I vores tid er der en tendens til at skabe fuldt genanvendelige affyringsbiler, der er i stand til at udføre snesevis af flyvninger til rummet. Deres udvikling og drift kræver stadig enorme ressourcer, som kun kan tildeles af stater eller store virksomheder (igen med støtte fra staten).
I begyndelsen af det XXI århundrede gjorde forbedringen og miniaturiseringen af elektroniske komponenter det muligt at oprette små satellitter (de såkaldte "mikrosatellitter" og "nanosatellitter"), hvis masse ligger i området 1-100 kg. For nylig taler vi om "picosatellitter" (vejer fra 100 g til 1 kg) og "femto -satellitter" (vejer mindre end 100 g). Sådanne satellitter kan opsendes som gruppelast fra forskellige kunder eller som en passerende last til "store" rumfartøjer (SC). Denne opsendelsesmetode er ikke altid praktisk, da producenter af nanosatellitter (i det følgende vil vi bruge denne betegnelse til alle dimensioner af ultrasmå rumfartøjer) skal tilpasse sig kundens tidsplan for lanceringen af hovedlasten, samt pga. forskelle i lanceringsbanerne.
Dette har ført til, at efterspørgslen efter ultra-små affyringsbiler er i stand til at opsende rumfartøjer, der vejer omkring 1-100 kg.
DARPA og KB "MiG"
Der var og er ved at blive udviklet mange projekter med ultralette lanceringskøretøjer - med jord-, luft- og søopskydning. Især det amerikanske agentur DARPA arbejdede aktivt på problemet med den hurtige opsendelse af ultrasmå rumfartøjer. Især kan man huske ALASA-projektet, der blev lanceret i 2012, inden for rammerne af hvilket det var planlagt at oprette en lille raket designet til at starte fra en F-15E jagerfly og sende satellitter, der vejer op til 45 kg i lav referencebane (LEO).
Den raketmotor, der blev installeret på raketten, skulle fungere på NA-7 monopropellant, herunder monopropylen, lattergas og acetylen. Lanceringsomkostningerne skulle ikke overstige $ 1 million. Formentlig var det problemer med brændstof, især med dens spontane forbrænding og tendens til at eksplodere, der satte en stopper for dette projekt.
Et lignende projekt blev udarbejdet i Rusland. I 1997 begyndte MiG designbureau sammen med KazKosmos (Kasakhstan) at udvikle et nyttelast (PN) lanceringssystem ved hjælp af en konverteret MiG-31I interceptor (Ishim). Projektet blev udviklet på grundlag af grundlaget for oprettelsen af en antisatellitmodifikation af MiG-31D.
Tretrinsraketten, der blev affyret i cirka 17.000 meters højde og en hastighed på 3.000 km / t, skulle levere en nyttelast på 160 kg i kredsløb i 300 kilometers højde og en nyttelast på 120 kg i en bane i 600 kilometers højde.
Den vanskelige økonomiske situation i Rusland i slutningen af 90'erne og begyndelsen af 2000'erne tillod ikke, at dette projekt blev realiseret i metal, selvom det er muligt, at der kan opstå tekniske forhindringer i udviklingsprocessen.
Der var mange andre projekter med ultralette lanceringskøretøjer. Deres kendetegn kan betragtes som udviklingen af projekter af statslige strukturer eller store (praktisk talt "statlige") virksomheder. Komplekse og dyre platforme som jagerfly, bombefly eller tunge transportfly måtte ofte bruges som opsendelsesplatforme.
Alt dette tilsammen komplicerede udviklingen og øgede omkostningerne ved komplekserne, og nu er lederskabet inden for oprettelsen af ultralette lanceringskøretøjer gået i hænderne på private virksomheder.
Rocket lab
Et af de mest vellykkede og velkendte projekter med ultralette raketter kan betragtes som "Electron" affyringsvogn for det amerikansk-newzealandske selskab Rocket Lab. Denne to-trins raket med en masse på 12.550 kg er i stand til at affyre 250 kg PS eller 150 kg PS i en solsynkron bane (SSO) med en højde på 500 kilometer ind i LEO. Virksomheden planlægger at skyde op til 130 missiler om året.
Rakettens design er lavet af kulfiber; flydende jetmotorer (LRE) bruges på et brændstofpar petroleum + ilt. For at forenkle og reducere omkostningerne ved designet bruger det lithiumpolymerbatterier som en strømkilde, pneumatiske styresystemer og et system til at flytte brændstof fra tanke, der arbejder på komprimeret helium. Ved fremstilling af flydende drivmiddel-raketmotorer og andre raketkomponenter anvendes additiv teknologi aktivt.
Det kan bemærkes, at den første raket fra Rocket Lab var Kosmos-1 meteorologisk raket (Atea-1 på maorisproget), der var i stand til at løfte 2 kg nyttelast til en højde på omkring 120 kilometer.
Lin Industrial
Den russiske "analoge" af Rocket Lab kan kaldes virksomheden "Lin Industrial", der udvikler projekter til både den enkleste suborbitalraket, der kan nå en højde på 100 km, og affyringsbiler designet til at sende nyttelast til LEO og SSO.
Selvom markedet for suborbitale missiler (primært som meteorologiske og geofysiske raketter) er domineret af løsninger med fastbrændstofmotorer, bygger Lin Industrial sin suborbitalraket baseret på flydende brændstofraketmotorer, der drives af petroleum og brintoverilte. Mest sandsynligt skyldes det, at Lin Industrial ser sin vigtigste udviklingsretning i den kommercielle lancering af affyringsvognen i kredsløb, og den flydende drivende suborbitalraket er mere tilbøjelig til at blive brugt til at udvikle tekniske løsninger.
Lin Industrial's hovedprojekt er Taimyr ultralette lanceringskøretøj. Oprindeligt gav projektet mulighed for et modulopbygget layout med et serieparallelt arrangement af moduler, som tillader dannelse af et affyringsvogn med mulighed for at udlæse en nyttelast på 10 til 180 kg til LEO. Ændringen i minimumsmassen for det opsendte affyringsbil skulle sikres ved at ændre antallet af universelle missilenheder (UBR)-URB-1, URB-2 og URB-3 og RB-2-raketten i tredje etape.
Motorerne i Taimyr -affyringsvognen skal køre på petroleum og koncentreret brintoverilte; brændstoffet skal forsynes med forskydning med komprimeret helium. Designet forventes i vid udstrækning at bruge kompositmaterialer, herunder kulfiberforstærket plast og 3D-printede komponenter.
Senere opgav Lin Industrial -virksomheden den modulære ordning - affyringsvognen blev en totrins med et sekventielt arrangement af trin, hvilket resulterede i, at udseendet af Taimyr lanceringsvogn begyndte at ligne udseendet af elektronlanceringsvognen ved Rocket Lab. Forskydningssystemet på komprimeret helium blev også erstattet af brændstofforsyning ved hjælp af elektriske pumper, der drives af batterier.
Den første lancering af Taimyr LV er planlagt til 2023.
IHI Aerospace
En af de mest interessante ultralette affyringsbiler er den japanske SS-520 tre-trins fastdrevne raket fremstillet af IHI Aerospace, skabt på basis af S-520 geofysisk raket ved at tilføje et tredje trin og tilsvarende forfining af de indbyggede systemer. SS-520-raketens højde er 9,54 meter, diameteren er 0,54 meter, affyringsvægten er 2600 kg. Nyttelastmassen leveret til LEO er ca. 4 kg.
Kroppen i den første fase er lavet af højstyrkestål, den anden fase er lavet af kulfiberkomposit, hovedkåben er lavet af glasfiber. Alle tre trin er fast brændstof. Kontrolsystemet i SS-520 LV tændes periodisk på tidspunktet for adskillelse af det første og andet trin, og resten af tiden stabiliseres raketten ved rotation.
Den 3. februar 2018 lancerede SS-520-4 LV med succes en TRICOM-1R cubesat med en masse på 3 kg, designet til at demonstrere muligheden for at skabe rumfartøjer fra forbrugerelektroniske komponenter. På tidspunktet for lanceringen var SS-520-4 LV det mindste lanceringskøretøj i verden, som er registreret i Guinness Rekordbog.
Oprettelse af ultra-små affyringsbiler baseret på meteorologiske og geofysiske raketter med fast drivmiddel kan være en ret lovende retning. Sådanne missiler er lette at vedligeholde, kan opbevares i lang tid i en tilstand, der sikrer deres forberedelse til opsendelse på kortest mulig tid.
Omkostningerne ved en raketmotor kan være omkring 50% af omkostningerne ved en raket, og det er usandsynligt, at det vil være muligt at nå et tal under 30%, selv under hensyntagen til brugen af additive teknologier. I affjedringskøretøjer med fast drivmiddel bruges der ikke en kryogen oxidator, som kræver særlige opbevarings- og tankningsbetingelser umiddelbart før lanceringen. På samme tid udvikles additiv teknologi til fremstilling af faste drivgasser, der tillader "udskrivning" af brændstofladninger med den nødvendige konfiguration.
De kompakte dimensioner af de ultralette lanceringskøretøjer forenkler deres transport og gør det muligt at lancere fra forskellige steder på planeten for at opnå den krævede kredsløbshældning. For ultralette affyringsbiler kræves en meget enklere opsendelsesplatform end for "store" raketter, hvilket gør den mobil.
Er der projekter af sådanne missiler i Rusland, og på hvilket grundlag kan de implementeres?
I Sovjetunionen blev der produceret et betydeligt antal 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 af disse designs var baseret på militær udvikling inden for ballistiske missiler eller anti-missiler. I årene med aktiv udforskning af den øvre atmosfære nåede antallet af opsendelser 600-700 raketter om året.
Efter Sovjetunionens sammenbrud blev antallet af opsendelser og missiltyper radikalt reduceret. I øjeblikket bruger Roshydromet to komplekser-MR-30 med raketten MN-300 udviklet af NPO Typhoon / OKB Novator og det meteorologiske missil MERA udviklet af KBP JSC.
MR-30 (MN-300)
Missilet i MR-30-komplekset giver løft af 50-150 kg videnskabeligt udstyr til en højde på 300 kilometer. Længden af MN-300 raketten er 8012 mm med en diameter på 445 mm, affyringsvægten er 1558 kg. Omkostningerne ved en opsendelse af MN-300-raketten anslås til 55-60 millioner rubler.
På basis af MN-300-raketten overvejes muligheden for at oprette et ultra-lille affyringsbil IR-300 ved at tilføje et andet trin og et øvre trin (faktisk et tredje trin). Det er faktisk, det foreslås at gentage den temmelig vellykkede oplevelse med at implementere det japanske ultralette affyringsvogn SS-520.
På samme tid udtrykker nogle eksperter den opfattelse, at da maksimalhastigheden for MN-300-raketten er omkring 2000 m / s, så for at opnå den første kosmiske hastighed på ca. 8000 m / s, hvilket er nødvendigt for at sætte affyringsvognen i kredsløb, kan det kræve en for alvorlig revision af det originale projekt., som i det væsentlige er udviklingen af et nyt produkt, hvilket kan føre til en stigning i lanceringsomkostningerne med næsten en størrelsesorden og gøre det urentabelt i forhold til konkurrenter.
MÅLE
Den meteorologiske raket MERA er designet til at løfte en nyttelast på 2-3 kg til 110 kilometers højde. Massen af MERA -raketten er 67 kg.
Umiddelbart er den meteorologiske raket MERA absolut uegnet til brug som grundlag for at skabe et ultralet affyringsvogn, men samtidig er der nogle nuancer, der gør det muligt at udfordre dette synspunkt.
Det meteorologiske missil MERA er et to-trins bicaliber, og kun det første trin udfører accelerationsfunktionen, det andet-efter adskillelse, flyver det af inerti, hvilket gør dette kompleks til at ligne luftfartøjsstyrede missiler (SAM) i Tunguska og Pantsir anti-fly missil- og kanonkomplekser (ZRPK). På grundlag af missiler til luftforsvarsmissilsystemerne i disse komplekser blev den meteorologiske raket MERA faktisk oprettet.
Det første trin er et sammensat legeme med en fast drivladning anbragt i det. På 2,5 sekunder accelererer den første etape den meteorologiske raket til en hastighed på 5M (lydhastigheder), hvilket er omkring 1500 m / s. Diameteren på det første trin er 170 mm.
Den første fase af den meteorologiske raket MERA, fremstillet ved at vikle et kompositmateriale, er ekstremt let (sammenlignet med stål- og aluminiumskonstruktioner af lignende dimensioner) - dens vægt er kun 55 kg. Desuden bør omkostningerne være betydeligt lavere end løsninger fremstillet af kulfiber.
På baggrund af dette kan det antages, at der på basis af første etape af den meteorologiske raket MERA kan udvikles et samlet raketmodul (URM), designet til batchdannelse af etaper af ultralette affyringsbiler
Faktisk vil der være to sådanne moduler, de vil variere i dysen på en raketmotor, optimeret til henholdsvis drift i atmosfæren eller i et vakuum. I øjeblikket er den maksimale diameter på de kapper, der fremstilles af JSC KBP efter viklingsmetoden, angiveligt 220 mm. Det er muligt, at der er en teknisk mulighed for at fremstille komposithuse med en større diameter og længde.
På den anden side er det muligt, at den optimale løsning ville være fremstilling af skrog, hvis størrelse vil blive forenet med enhver ammunition til Pantsir -luftforsvarets missilsystem, guidede missiler fra Hermes -komplekset eller MERA -meteorologiske raketter, som vil reducere omkostningerne ved et enkelt produkt ved at øge mængden af seriel udgivelse af den samme type produkter.
Lanseringskøretøjets etaper bør rekrutteres fra URM, fastgøres parallelt, mens adskillelsen af trinene udføres på tværs - den langsgående adskillelse af URM i etapen er ikke tilvejebragt. Det kan antages, at stadierne i et sådant lanceringskøretøj vil have en stor parasitmasse sammenlignet med et monoblock -legeme med en større diameter. Dette er delvist sandt, men den lave vægt af sagen, der er fremstillet af kompositmaterialer, gør det muligt stort set at udjævne denne ulempe. Det kan vise sig, at et kabinet med stor diameter, fremstillet ved hjælp af en lignende teknologi, vil være meget vanskeligere og dyrere at fremstille, og dets vægge skal gøres meget tykkere for at sikre den nødvendige stivhed i strukturen end for tilsluttede URM'er ved en pakke, så der i sidste ende er en masse monoblock og pakkeløsninger vil være sammenlignelige til en lavere pris af sidstnævnte. Og det er meget sandsynligt, at en stål- eller aluminiumsblokering vil være tungere end en pakket komposit.
Parallel tilslutning af URM kan udføres ved hjælp af flade kompositfræseelementer placeret i trinets øvre og nedre dele (ved indsnævring af URM -legemet). Om nødvendigt kan yderligere afretningslag anvendes af kompositmaterialer. For at reducere omkostningerne i strukturen, teknologiske og billige industrimaterialer skal højstyrkeklæbemidler bruges så meget som muligt.
På samme måde kan LV-stadierne forbindes med sammensatte rørformede eller forstærkende elementer, og strukturen kan ikke adskilles, når trinene adskilles, kan de bærende elementer ødelægges af pyro-ladninger på en kontrolleret måde. For at øge pålideligheden kan pyro -ladninger desuden placeres i flere sekventielt placerede punkter i understøtningsstrukturen og initieres både ved elektrisk tænding og direkte tænding fra flammen på motorerne på det højere trin, når de tændes (til skydning det nederste trin, hvis den elektriske tænding ikke virkede).
Lanceringskøretøjet kan styres på samme måde som det gøres på det japanske ultralette affyringsvogn SS-520. Muligheden for at installere et radiokommandokontrolsystem, der ligner det, der er installeret på Pantsir luftforsvarsmissilsystem, kan også overvejes at korrigere opsendelsen af affyringsvognen i det mindste på en del af flyvebanen (og muligvis på alle stadier af flyet). Potentielt vil dette reducere mængden af dyrt udstyr ombord på en enkeltraket ved at transportere det til et "genanvendeligt" kontrolkøretøj.
Det kan antages, at under hensyntagen til understøtningsstrukturen, forbindelseselementerne og kontrolsystemet vil det endelige produkt være i stand til at levere en nyttelast, der vejer fra flere kilo til flere titalls kilo til LEO (afhængigt af antallet af ensartede raketmoduler i etaper) og konkurrere med den japanske ultralette SS-LV. 520 og andre lignende ultralette lanceringskøretøjer udviklet af russiske og udenlandske virksomheder.
For en vellykket kommercialisering af projektet bør de anslåede omkostninger ved lancering af det ultralette lanceringskøretøj MERA-K ikke overstige 3,5 millioner dollars (dette er lanceringsomkostningerne for lanceringsvognen SS-520).
Ud over kommercielle applikationer kan MERA-K affyringsvogn bruges til nødudtrækning af militære rumfartøjer, hvis størrelse og vægt også gradvist vil falde.
Den udvikling, der blev opnået under implementeringen af MERA-K lanceringskøretøj, kan også bruges til at skabe avancerede våben, for eksempel et hypersonisk kompleks med et konventionelt sprænghoved i form af et kompakt svævefly, som tabes efter lanceringen af opsendelsen køretøj til banens øverste punkt.
