De verovering van de ruimte is een van de belangrijkste en meest baanbrekende prestaties van de mensheid geworden. De creatie van draagraketten en de infrastructuur voor hun lancering vergde enorme inspanningen van de leidende landen van de wereld. In onze tijd is er een tendens om volledig herbruikbare lanceervoertuigen te maken die tientallen vluchten naar de ruimte kunnen uitvoeren. Hun ontwikkeling en werking vereist nog steeds enorme middelen, die alleen kunnen worden toegewezen door staten of grote bedrijven (wederom, met de steun van de staat).
Aan het begin van de eenentwintigste eeuw maakte de verbetering en miniaturisatie van elektronische componenten het mogelijk om kleine satellieten te creëren (de zogenaamde "microsatellieten" en "nanosatellieten"), waarvan de massa in het bereik van 1-100 ligt. kg. Onlangs hebben we het over "picosatellites" (met een gewicht van 100 g tot 1 kg) en "femto-satellieten" (met een gewicht van minder dan 100 g). Dergelijke satellieten kunnen worden gelanceerd als groupagelading van verschillende klanten of als een passerende lading naar "grote" ruimtevaartuigen (SC). Deze lanceringsmethode is niet altijd handig, aangezien fabrikanten van nanosatellieten (in wat volgt zullen we deze aanduiding gebruiken voor alle dimensies van ultrakleine ruimtevaartuigen) zich moeten aanpassen aan het schema van klanten voor de lancering van de hoofdvracht, evenals vanwege verschillen in de lanceerbanen.
Dit heeft geleid tot de opkomst van de vraag naar ultrakleine lanceervoertuigen die ruimtevaartuigen met een gewicht van ongeveer 1-100 kg kunnen lanceren.
DARPA en KB "MiG"
Er waren en worden veel projecten ontwikkeld van ultralichte draagraketten - met lancering op de grond, in de lucht en op zee. Met name het Amerikaanse agentschap DARPA werkte actief aan het probleem van de snelle lancering van ultrakleine ruimtevaartuigen. In het bijzonder kan men zich het ALASA-project herinneren, gelanceerd in 2012, in het kader waarvan het de bedoeling was om een kleine raket te creëren die ontworpen was om te lanceren vanaf een F-15E-jager en om satellieten met een gewicht tot 45 kg te lanceren in een lage referentiebaan (LEO).
De raketmotor die op de raket was geïnstalleerd, moest werken op NA-7 monostuwstof, waaronder monopropyleen, lachgas en acetyleen. De lanceringskosten zouden niet meer dan $ 1 miljoen bedragen. Vermoedelijk waren het problemen met brandstof, in het bijzonder met de zelfontbranding en de neiging tot ontploffen, die een einde maakten aan dit project.
Een soortgelijk project werd uitgewerkt in Rusland. In 1997 begon het MiG-ontwerpbureau samen met KazKosmos (Kazachstan) met de ontwikkeling van een payload (PN)-lanceersysteem met behulp van een omgebouwde MiG-31I-interceptor (Ishim). Het project is ontwikkeld op basis van de basis voor de creatie van een anti-satellietmodificatie van de MiG-31D.
De drietrapsraket, gelanceerd op een hoogte van ongeveer 17.000 meter en een snelheid van 3.000 km / u, moest een nuttige lading van 160 kg in een baan om de aarde brengen op een hoogte van 300 kilometer, en een nuttige lading van 120 kg in een baan om de aarde op een hoogte van 600 kilometer.
De moeilijke financiële situatie in Rusland eind jaren 90 en begin jaren 2000 maakte het niet mogelijk dit project in metaal te realiseren, hoewel het mogelijk is dat er technische obstakels optreden in het ontwikkelingsproces.
Er waren veel andere projecten van ultralichte draagraketten. Hun onderscheidende kenmerk kan worden beschouwd als de ontwikkeling van projecten door staatsstructuren of grote (praktisch "staats") bedrijven. Vaak moesten complexe en dure platforms zoals jagers, bommenwerpers of zware transportvliegtuigen worden gebruikt als lanceerplatforms.
Dit alles bij elkaar bemoeilijkte de ontwikkeling en verhoogde de kosten van de complexen, en nu is het leiderschap in de creatie van ultralichte draagraketten overgegaan in handen van particuliere bedrijven.
raket lab
Een van de meest succesvolle en bekende projecten van ultralichte raketten kan worden beschouwd als het "Electron" -lanceervoertuig van het Amerikaans-Nieuw-Zeelandse bedrijf Rocket Lab. Deze tweetrapsraket met een massa van 12.550 kg kan 250 kg PS of 150 kg PS lanceren in een zonsynchrone baan (SSO) met een hoogte van 500 kilometer in LEO. Het bedrijf is van plan om tot 130 raketten per jaar te lanceren.
Het ontwerp van de raket is gemaakt van koolstofvezel; straalmotoren met vloeibare stuwstof (LRE) worden gebruikt op een brandstofpaar van kerosine + zuurstof. Om het ontwerp te vereenvoudigen en de kosten te verlagen, gebruikt het lithium-polymeerbatterijen als stroombron, pneumatische controlesystemen en een systeem voor het verplaatsen van brandstof uit tanks, werkend op gecomprimeerd helium. Bij de vervaardiging van raketmotoren met vloeibare stuwstof en andere raketcomponenten worden actief additieve technologieën gebruikt.
Opgemerkt kan worden dat de eerste raket van Rocket Lab de Kosmos-1 meteorologische raket (Atea-1 in de Maori-taal) was, in staat om 2 kg nuttige lading op te tillen tot een hoogte van ongeveer 120 kilometer.
Lin Industrieel
De Russische "analoog" van Rocket Lab kan het bedrijf "Lin Industrial" worden genoemd, dat projecten ontwikkelt voor zowel de eenvoudigste suborbitale raket die een hoogte van 100 km kan bereiken, als lanceervoertuigen die zijn ontworpen om ladingen naar LEO en SSO uit te voeren.
Hoewel de markt voor suborbitale raketten (voornamelijk zoals meteorologische en geofysische raketten) wordt gedomineerd door oplossingen met vaste brandstofmotoren, bouwt Lin Industrial zijn suborbitale raket op basis van raketmotoren voor vloeibare brandstof die worden aangedreven door kerosine en waterstofperoxide. Hoogstwaarschijnlijk is dit te wijten aan het feit dat Lin Industrial zijn belangrijkste ontwikkelingsrichting ziet in de commerciële lancering van het draagraket in een baan om de aarde, en de suborbitale raket met vloeibare stuwstof zal eerder worden gebruikt om technische oplossingen te ontwikkelen.
Het belangrijkste project van Lin Industrial is het ultralichte draagraket Taimyr. Aanvankelijk voorzag het project in een modulaire lay-out met een serie-parallelle opstelling van modules, die de vorming van een draagraket mogelijk maakt met de mogelijkheid om een nuttige lading met een gewicht van 10 tot 180 kg naar LEO te sturen. De verandering in de minimale massa van het gelanceerde draagraket moest worden gegarandeerd door het aantal universele raketeenheden (UBR) - URB-1, URB-2 en URB-3 en de derde trap RB-2 raketeenheid te veranderen.
De motoren van de Taimyr draagraket moeten werken op kerosine en geconcentreerd waterstofperoxide; de brandstof moet worden geleverd door verdringing met gecomprimeerd helium. Het ontwerp zal naar verwachting op grote schaal gebruik maken van composietmaterialen, waaronder met koolstofvezel versterkte kunststoffen en 3D-geprinte componenten.
Later verliet het Lin Industrial-bedrijf het modulaire schema - het draagraket werd een tweetraps, met een sequentiële opstelling van stappen, waardoor het uiterlijk van het Taimyr-draagraket begon te lijken op het uiterlijk van het Electron-draagraket door Raket Lab. Ook werd het verplaatsingssysteem op gecomprimeerd helium vervangen door brandstoftoevoer met behulp van elektrische pompen die op batterijen werken.
De eerste lancering van de Taimyr LV staat gepland voor 2023.
IHI Lucht- en ruimtevaart
Een van de meest interessante ultralichte lanceervoertuigen is de Japanse SS-520 drietraps raket met vaste stuwstof, vervaardigd door IHI Aerospace, gemaakt op basis van de S-520 geofysische raket door toevoeging van een derde trap en overeenkomstige verfijning van de systemen aan boord. De hoogte van de SS-520-raket is 9,54 meter, de diameter is 0,54 meter, het lanceringsgewicht is 2600 kg. Het aan LEO geleverde laadvermogen is ongeveer 4 kg.
Het lichaam van de eerste trap is gemaakt van hoogwaardig staal, de tweede trap is gemaakt van koolstofvezelcomposiet, de kopkuip is gemaakt van glasvezel. Alle drie de trappen zijn vaste brandstof. Het besturingssysteem van de SS-520 LV wordt periodiek ingeschakeld op het moment van scheiding van de eerste en tweede trap, en de rest van de tijd wordt de raket gestabiliseerd door rotatie.
Op 3 februari 2018 lanceerde de SS-520-4 LV met succes een TRICOM-1R-kubus met een massa van 3 kilogram, ontworpen om de mogelijkheid te demonstreren om ruimtevaartuigen te maken van elektronische consumentencomponenten. Op het moment van lancering was de SS-520-4 LV het kleinste draagraket ter wereld, dat is geregistreerd in het Guinness Book of Records.
Het creëren van ultrakleine lanceervoertuigen op basis van meteorologische en geofysische raketten met vaste stuwstof kan een veelbelovende richting zijn. Dergelijke raketten zijn gemakkelijk te onderhouden, kunnen lange tijd worden opgeslagen in een staat die ervoor zorgt dat ze in de kortst mogelijke tijd worden voorbereid op lancering.
De kosten van een raketmotor kunnen ongeveer 50% van de kosten van een raket bedragen en het is onwaarschijnlijk dat het mogelijk zal zijn om een cijfer van minder dan 30% te bereiken, zelfs als rekening wordt gehouden met het gebruik van additieve technologieën. In draagraketten met vaste stuwstof wordt geen cryogene oxidator gebruikt, die onmiddellijk voor de lancering speciale opslag- en tankomstandigheden vereist. Tegelijkertijd worden voor de productie van vaste stuwstofladingen ook additieve technologieën ontwikkeld die het mogelijk maken om brandstofladingen met de vereiste configuratie te "printen".
De compacte afmetingen van de ultralichte lanceervoertuigen vereenvoudigen het transport en maken het mogelijk om vanaf verschillende punten van de planeet te lanceren om de vereiste orbitale helling te verkrijgen. Voor ultralichte lanceervoertuigen is een veel eenvoudiger lanceerplatform vereist dan voor "grote" raketten, waardoor het mobiel is.
Zijn er projecten van dergelijke raketten in Rusland en op welke basis kunnen ze worden uitgevoerd?
In de USSR werd een aanzienlijk aantal meteorologische raketten geproduceerd - MR-1, MMP-05, MMP-08, M-100, M-100B, M-130, MMP-06, MMP-06M, MR-12, MR -20 en geofysische raketten - R-1A, R-1B, R-1V, R-1E, R-1D, R-2A, R-11A, R-5A, R-5B, R-5V, "Verticaal", K65UP, MR-12, MR-20, MN-300, 1Ya2TA. Veel van deze ontwerpen waren gebaseerd op militaire ontwikkelingen in ballistische raketten of antiraketten. Tijdens de jaren van actieve verkenning van de bovenste atmosfeer bereikte het aantal lanceringen 600-700 raketten per jaar.
Na de ineenstorting van de USSR werd het aantal lanceringen en soorten raketten radicaal verminderd. Op dit moment gebruikt Roshydromet twee complexen - de MR-30 met de MN-300-raket ontwikkeld door de NPO Typhoon / OKB Novator en de meteorologische raket MERA ontwikkeld door KBP JSC.
MR-30 (MN-300)
De raket van het MR-30-complex zorgt voor het hijsen van 50-150 kg wetenschappelijke apparatuur tot een hoogte van 300 kilometer. De lengte van de MN-300 raket is 8012 mm met een diameter van 445 mm, het lanceringsgewicht is 1558 kg. De kosten van één lancering van de MN-300-raket worden geschat op 55-60 miljoen roebel.
Op basis van de MN-300-raket wordt de mogelijkheid overwogen om een ultraklein draagraket IR-300 te maken door toevoeging van een tweede trap en een bovenste trap (in feite een derde trap). Dat wil zeggen, in feite wordt voorgesteld om de tamelijk succesvolle ervaring met het implementeren van het Japanse ultralichte SS-520-draagraket te herhalen.
Tegelijkertijd zijn sommige experts van mening dat, aangezien de maximale snelheid van de MN-300-raket ongeveer 2000 m / s is, de eerste kosmische snelheid van ongeveer 8000 m / s moet worden bereikt, wat nodig is om het lanceervoertuig te plaatsen in een baan om de aarde komt, kan het een te serieuze herziening van het oorspronkelijke project vereisen.
MEETEENHEID
De meteorologische raket MERA is ontworpen om een lading van 2-3 kg te tillen naar een hoogte van 110 kilometer. De massa van de MERA-raket is 67 kg.
Op het eerste gezicht is de meteorologische raket MERA absoluut ongeschikt om te gebruiken als basis voor het maken van een ultralicht lanceervoertuig, maar tegelijkertijd zijn er enkele nuances die het mogelijk maken om dit standpunt in twijfel te trekken.
De meteorologische raket MERA is een tweetraps bicaliber, en alleen de eerste trap voert de versnellingsfunctie uit, de tweede - na scheiding, vliegt door traagheid, waardoor dit complex vergelijkbaar is met de luchtafweergeleide raketten (SAM) van de Tunguska en Pantsir luchtafweerraket- en kanoncomplexen (ZRPK). Eigenlijk is op basis van raketten voor de luchtverdedigingsraketsystemen van deze complexen de meteorologische raket MERA gemaakt.
De eerste trap is een samengesteld lichaam met daarin een vaste drijflading. In 2,5 seconden versnelt de eerste trap de meteorologische raket tot een snelheid van 5M (geluidssnelheden), wat ongeveer 1500 m / s is. De diameter van de eerste trap is 170 mm.
De eerste trap van de meteorologische raket MERA, gemaakt door een composietmateriaal op te winden, is extreem licht (vergeleken met stalen en aluminium constructies van vergelijkbare afmetingen) - het gewicht is slechts 55 kg. Ook moeten de kosten aanzienlijk lager zijn dan die van oplossingen gemaakt van koolstofvezel.
Op basis hiervan kan worden aangenomen dat op basis van de eerste trap van de meteorologische raket MERA een unified rocket module (URM) kan worden ontwikkeld, ontworpen voor batchvorming van trappen van ultralichte lanceervoertuigen
In feite zullen er twee van dergelijke modules zijn, ze zullen verschillen in het mondstuk van een raketmotor, respectievelijk geoptimaliseerd voor gebruik in de atmosfeer of in een vacuüm. Op dit moment is de maximale diameter van de door JSC KBP vervaardigde omhulsels volgens de wikkelmethode 220 mm. Het is mogelijk dat er een technische haalbaarheid is om composietbehuizingen met een grotere diameter en lengte te vervaardigen.
Aan de andere kant is het mogelijk dat de optimale oplossing de fabricage van rompen zou zijn, waarvan de grootte zal worden verenigd met alle munitie voor het Pantsir-luchtverdedigingsraketsysteem, geleide raketten van het Hermes-complex of MERA-meteorologische raketten, die de kosten van een enkel product verlagen door het volume van de seriële release van hetzelfde type producten te vergroten.
De trappen van het lanceervoertuig moeten worden gerekruteerd uit de URM, parallel vastgemaakt, terwijl de scheiding van de trappen transversaal zal worden uitgevoerd - de longitudinale scheiding van de URM in de trap is niet voorzien. Aangenomen kan worden dat de trappen van zo'n draagraket een grote parasitaire massa zullen hebben in vergelijking met een monobloklichaam met een grotere diameter. Dit is deels waar, maar het lage gewicht van de behuizing van composietmaterialen maakt het mogelijk om dit nadeel grotendeels weg te werken. Het kan blijken dat een behuizing met een grote diameter, gemaakt met behulp van een vergelijkbare technologie, veel moeilijker en duurder te vervaardigen zal zijn, en de wanden ervan zullen veel dikker moeten worden gemaakt om de noodzakelijke stijfheid van de structuur te garanderen dan die van URM's die zijn aangesloten door een pakket, zodat er uiteindelijk veel monoblock is en pakketoplossingen vergelijkbaar zullen zijn tegen lagere kosten van het laatste. En het is zeer waarschijnlijk dat een stalen of aluminium monoblock-behuizing zwaarder zal zijn dan een verpakte composietbehuizing.
Parallelle verbinding van de URM kan worden uitgevoerd met behulp van platte samengestelde gefreesde elementen die zich in de bovenste en onderste delen van de trede bevinden (op de vernauwingspunten van het URM-lichaam). Indien nodig kunnen extra dekvloeren van composietmaterialen worden gebruikt. Om de kosten in de structuur, technologische en goedkope industriële materialen te verlagen, moeten zoveel mogelijk lijmen met een hoge sterkte worden gebruikt.
Evenzo kunnen de LV-trappen onderling worden verbonden door samengestelde buisvormige of versterkende elementen, en de structuur kan niet-scheidbaar zijn, wanneer de trappen zijn gescheiden, kunnen de dragende elementen op een gecontroleerde manier worden vernietigd door pyroladingen. Om de betrouwbaarheid te vergroten, kunnen pyroladingen bovendien worden gelokaliseerd op verschillende achtereenvolgens geplaatste punten van de ondersteunende structuur en worden geïnitieerd door zowel elektrische ontsteking als directe ontsteking door de vlam van de motoren van de hogere trap, wanneer ze worden ingeschakeld (voor schieten de onderste trap als de elektrische ontsteking niet werkte).
Het lanceervoertuig kan op dezelfde manier worden bestuurd als op het Japanse ultralichte lanceervoertuig SS-520. De optie om een radiocommandobesturingssysteem te installeren, vergelijkbaar met dat geïnstalleerd op het Pantsir-luchtverdedigingsraketsysteem, kan ook worden overwogen om de lancering van het lanceervoertuig op zijn minst op een deel van het vliegtraject (en mogelijk in alle stadia van de vlucht). Mogelijk zal dit de hoeveelheid dure apparatuur aan boord van een raket voor eenmalig gebruik verminderen door deze naar een "herbruikbaar" controlevoertuig te vervoeren.
Er kan worden aangenomen dat, rekening houdend met de ondersteunende structuur, verbindingselementen en het besturingssysteem, het eindproduct in staat zal zijn om een nuttige lading van enkele kilogrammen tot enkele tientallen kilogrammen aan LEO te leveren (afhankelijk van het aantal verenigde raketmodules in de stadia) en concurreren met de Japanse ultralichte SS-LV.520 en andere soortgelijke ultralichte draagraketten ontwikkeld door Russische en buitenlandse bedrijven.
Voor de succesvolle commercialisering van het project mogen de geschatte kosten van de lancering van het ultralichte MERA-K-lanceervoertuig niet hoger zijn dan $ 3,5 miljoen (dit zijn de lanceringskosten voor het SS-520-lanceervoertuig).
Naast commerciële toepassingen kan het MERA-K-lanceervoertuig worden gebruikt voor de noodterugtrekking van militaire ruimtevaartuigen, waarvan de omvang en het gewicht ook geleidelijk zullen afnemen.
Ook kunnen de ontwikkelingen die zijn verkregen tijdens de implementatie van het MERA-K-lanceervoertuig worden gebruikt om geavanceerde wapens te maken, bijvoorbeeld een hypersonisch complex met een conventionele kernkop in de vorm van een compact zweefvliegtuig, dat wordt gedropt na de lancering van de lancering voertuig naar het bovenste punt van het traject.
