Самодельная ракета: если очень захотеть, можно в космос полететь!
Получайте на почту один раз в сутки одну самую читаемую статью. Присоединяйтесь к нам в Facebook и ВКонтакте.
Ракета, собранная из спичек и желудей в домашних условиях командой Qu8k, прыгнула в стратосферу 30 сентября в пустыне Блэк-Рок, в штате Невада. Ее авторы совмещали приятное с полезным: не только конструировали чудо-игрушку, но и претендовали на приз Джона Кармака (10 000 долларов), для получения которого нужно вывести аппарат на высоту 100 000 футов (30 километров) и зафиксировать это сигналом GPS.
Очумелые ручки американских ракетостроителей-аматоров собрали аппарат, который поднялся даже на 121 000 футов! Всего за 8 секунд самодельная ракета весом 128 килограммов сожгла полторы тонны топлива и разогналась до 3,5 километров в секунду. Разрезая облака, творение Qu8k неслось еще 84 секунды к наивысшей точке своего полета.
Радость лидера команды, Дерека Девилла (Derek Deville), омрачает лишь один факт: как они ни старались, их самодельная ракета не успела на максимальной высоте подать сигнал о том, что ее достигла. Поэтому на приз Кармака они претендовать не будут. Зато на память от полета осталась видеозапись, сделанная прямо с борта ракеты. Таким образом, это достижение американских любителей самодельных ракет может быть отмечено не только в номинации «хенд-мейд», но и в «кинематографе».
Понравилась статья? Тогда поддержи нас, жми:
Источник
В космос на метеоракете: проекты сверхмалых космических ракет-носителей
В начале XXI века совершенствование и миниатюризация электронных компонентов позволила создавать малогабаритные спутники (так называемые «микроспутники» и «наноспутники»), масса которых находится в диапазоне 1-100 кг. В последнее время речь идёт уже о «пикоспутниках» (массой от 100 г до 1 кг) и «фемтоспутниках» (массой менее 100 г). Такие спутники могут запускаться в качестве сборных грузов от разных заказчиков или в качестве попутной нагрузки к «большим» космическим аппаратам (КА). Такой способ запуска не всегда удобен, поскольку производителям наноспутников (в дальнейшем будем использовать это обозначение для всех размерностей сверхмалых КА) приходится подстраиваться под расписание заказчиков вывода основного груза, а также из-за различий в орбитах вывода.
Это привело к появлению спроса на сверхмалые ракеты-носители, способные осуществлять вывод космических аппаратов массой порядка 1-100 кг.
DARPA и КБ «МиГ»
Существовало и разрабатывается множество проектов сверхлёгких ракет-носителей – с наземным, воздушным и морским стартом. В частности, проблему быстрого запуска сверхмалых космических аппаратов активно прорабатывало американское агентство DARPA. В частности, можно вспомнить проект ALASA, начатый в 2012 году, в рамках которого планировалось создание малогабаритной ракеты, предназначенной для запуска с истребителя F-15E и вывода на низкую опорную орбиту (НОО) спутников массой до 45 кг.
Установленные на ракете ЖРД должны были работать на монотопливе NA-7, включающем монопропилен, закись азота и ацетилен. Стоимость запуска не должна была превышать 1 миллион долларов США. Предположительно именно проблемы с топливом, в частности с его самовоспламенением и склонностью к взрыву, поставили крест на этом проекте.
Аналогичный проект прорабатывался и в России. В 1997 году конструкторское бюро «МиГ» совместно с «КазКосмосом» (Казахстан) начало разработку системы выведения на орбиту полезной нагрузки (ПН) с помощью переоборудованного перехватчика МиГ-31И («Ишим»). Проект разрабатывался на базе задела по созданию противоспутниковой модификации МиГ-31Д.
Трёхступенчатая ракета, запускаемая на высоте порядка 17 000 метров и скорости 3000 км/ч, должна была обеспечить вывод на орбиту высотой 300 километров полезной нагрузки массой 160 кг, на орбиту высотой 600 километров – полезной нагрузки массой 120 кг.
Сложная финансовая ситуация в России конца 90-х начала 2000-х годов не позволила этому проекту реализоваться в металле, хотя не исключено и возникновение технических препятствий в процессе разработки.
Существовало и множество других проектов сверхлёгких ракет-носителей. Их отличительной чертой можно считать разработку проектов государственными структурами или крупными (практически «государственными») корпорациями. В качестве платформы для запуска зачастую должны были использоваться сложные и дорогие платформы типа истребителей, бомбардировщиков или тяжёлых транспортных самолётов.
Всё это в совокупности усложняло разработку и увеличивало стоимость комплексов, и в настоящее время лидерство в части создания сверхлёгких ракет-носителей перешло в руки частных компаний.
Rocket Lab
Одним из успешных и наиболее известных проектов сверхлёгких ракет можно считать РН «Электрон» американо-новозеландской компании Rocket Lab. Эта двухступенчатая ракета массой 12550 кг способна выводить на НОО 250 кг ПН или 150 кг ПН на солнечно-синхронную орбиту (ССО) высотой 500 километров. Планы компании предусматривают запуск до 130 ракет в год.
Конструкция ракеты выполнена из углеволокна, используются жидкостные реактивные двигатели (ЖРД) на топливной паре керосин+кислород. Для упрощения и удешевления конструкции в ней используются литий-полимерные аккумуляторы в качестве источника тока, пневматические системы управления и система вытеснения топлива из баков, работающие на сжатом гелии. При изготовлении ЖРД и других компонентов ракеты активно применяются аддитивные технологии.
Можно отметить, что первой ракетой компании Rocket Lab стала метеорологическая ракета «Космос-1» («Atea-1» на языке Маори), способная поднять 2 кг полезной нагрузки на высоту порядка 120 километров.
Лин Индастриал
Российским «аналогом» Rocket Lab можно назвать компанию «Лин Индастриал», которая разрабатывает проекты как простейшей суборбитальной ракеты, способной достичь высоты 100 км, так и ракет-носителей, предназначенных для вывода полезной нагрузки на НОО и ССО.
Хотя на рынке суборбитальных ракет (в первую очередь таких, как метеорологические и геофизические ракеты) доминируют решения с двигателями на твёрдом топливе, «Лин Индастриал» строит свою суборбитальныю ракету на базе ЖРД, работающем на керосине и перекиси водорода. Скорее всего это связано с тем, что своё основное направление развития компания «Лин Индастриал» видит в коммерческом выводе ПН на орбиту, а жидкотопливная суборбитальная ракета скорее предназначена для отработки технических решений.
Основным проектом компании «Лин Индастриал» является сверхлёгкая ракета-носитель «Таймыр». Изначально проект предусматривал модульную компоновку с последовательно-параллельным расположением модулей, позволяющую формировать РН с возможностью вывода на НОО полезную нагрузку массой от 10 до 180 кг. Изменение минимально массы выводимой ПН должно было обеспечиваться за счёт изменения количества универсальных ракетных блоков (УБР) – УРБ-1, УРБ-2 и УРБ-3 и ракетного блока третьей ступени РБ-2.
400 кгс, третья ступень — УРБ-3. Стартовая масса — 2,6 т, длина — 16 м, масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите — 12 кг.
— «Таймыр-1» — трехступенчатая ракета-носитель. Первая ступень — УРБ-1 с одним ЖРД тягой
4 тс, вторая ступень — УРБ-2 с ЖРД тягой
400 кгс, третья ступень — УРБ-3. Стартовая масса — 2,6 т, длина — 16 м, масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите — 14 кг.
— «Таймыр-5» — трехступенчатая ракета-носитель. Первая ступень — 4 УРБ-1 с одним ЖРД тягой
4 тс, вторая ступень — один УРБ-1 с ЖРД тягой
4 тс, третья ступень — УРБ-2 с ЖРД тягой
100 кгс. Стартовая масса — 11,2 т, длина — 16 м, масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите — 108 кг.
— «Таймыр-7» — трехступенчатая ракета-носитель. Первая ступень — 6 УРБ-1 с одним ЖРД тягой
4 тс, вторая ступень — один УРБ-1 с одним ЖРД тягой
4 тс, третья ступень — УРБ-2 с ЖРД тягой
100 кгс. Стартовая масса — 15,6 т, длина — 16 м, масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите — до 180 кг, на солнечно-синхронной орбите — 85 кг.
Двигатели РН «Таймыр» должны работать на керосине и концентрированной перекиси водорода, подача топлива должна осуществляться с помощью вытеснения сжатым гелием. В конструкции предполагается широко использовать композитные материалы, в том числе углепластики и компоненты, изготовленные методом 3D-печати.
В дальнейшем компания «Лин Индастриал» отказалась от модульной схемы – РН стала двухступенчатой, с последовательным расположением ступеней, в результате чего облик РН «Таймыр» стал напоминать облик РН «Электрон» компании Rocket Lab. Также вытеснительная система на сжатом гелии была заменена на подачу топлива с помощью электронасосов, работающих от аккумуляторов.
Первый запуск РН «Таймыр» планируется в 2023 году.
IHI Aerospace
Одной из наиболее интересных сверхлёгких РН является японская трёхступенчатая твердотопливная ракета SS-520 производства компании IHI Aerospace, созданная на базе геофизической ракеты S-520 путём добавления третьей ступени и соответствующей доработки бортовых систем. Высота ракеты SS-520 составляет 9,54 метра, диаметр 0,54 метра, стартовая масса составляет 2600 кг. Масса полезной нагрузки, выводимой на НОО, составляет порядка 4 кг.
Корпус первой ступени выполнен из высокопрочной стали, второй ступени — из углепластикового композита, головной обтекатель сделан из стеклотекстолита. Твердотопливными являются все три ступени. Система управления РН SS-520 периодически включается в момент отделения первой и второй ступеней, а все остальное время ракета стабилизируется вращением.
3 февраля 2018 года РН SS-520-4 осуществила успешный запуск кубсата TRICOM-1R массой 3 килограмма, разработанного для демонстрации возможности создания космических аппаратов из потребительских электронных компонент. На момент запуска РН SS-520-4 являлась самой малогабаритной ракетой-носителем в мире, что зарегистрировано в книге рекордов Гиннеса.
Создание ракет-носителей сверхмалого класса на базе твердотопливных метеорологических и геофизических ракет может быть достаточно перспективным направлением. Такие ракеты просты в обслуживании, могут храниться длительное время в состоянии, обеспечивающем их подготовку к запуску в кратчайшие сроки.
Стоимость ЖРД может составлять порядка 50 % стоимости ракеты и вряд ли удастся достичь цифры меньше 30 % даже с учётом применения аддитивных технологий. В твердотопливных РН не используется криогенный окислитель, требующий особых условий хранения и заправки непосредственно перед стартом. При этом, для изготовления твердотопливных зарядов также разрабатываются аддитивные технологии, позволяющие «печатать» топливные заряды необходимой конфигурации.
Компактные габариты сверхлёгких РН упрощают их транспортировку и позволяют обеспечить запуск из различных точек планеты для получения необходимого наклонения орбиты. Для сверхлегких РН требуется куда более простая стартовая платформа, чем для «больших» ракет, что позволяет сделать её подвижной.
Существуют ли проекты подобных ракет в России и на базе чего они могут быть реализованы?
В СССР производилось значительное количество метеорогических ракет – МР-1, ММР-05, ММР-08, М-100, М-100Б, М-130, ММР-06, ММР-06М, МР-12, МР-20 и геофизических ракет – Р-1А, Р-1Б, Р-1В, Р-1Е, Р-1Д, Р-2А, Р-11А, Р-5А, Р-5Б, Р-5В, «Вертикаль», К65УП, МР-12, МР-20, МН-300, 1Я2ТА. Конструкции многих из них были основаны на военных разработках баллистических ракет или противоракет. В годы активного исследования верхних слоёв атмосферы количество запусков достигало 600-700 ракет в год.
После развала СССР количество запусков и типов ракет радикально сократилось. В настоящий момент «Росгидромет» использует два комплекса – МР-30 с ракетой МН-300 разработки ФГБУ «НПО «Тайфун»»/ОКБ «Новатор» и метеоракету МЕРА разработки АО «КБП».
МР-30 (МН-300)
Ракета комплекса МР-30 обеспечивает подъём 50-150 кг научной аппаратуры на высоту до 300 километров. Длина ракеты МН-300 составляет 8012 мм при диаметре 445 мм, стартовая масса составляет 1558 кг. Стоимость одного запуска ракеты МН-300 оценивается в 55-60 миллионов рублей.
На базе ракеты МН-300 рассматривается возможность создания сверхмалой ракеты-носителя ИР-300 путём добавления второй ступени и разгонного блока (фактически третьей ступени). То есть, по сути, предлагается повторить достаточно успешный опыт реализации японской сверхлёгкой ракеты-носителя SS-520.
В тоже время, некоторыми экспертами высказывается мнение, что поскольку максимальная скорость ракеты МН-300 составляет порядка 2000 м/с, то для получения первой космической скорости порядка 8000 м/с, необходимой для вывода ПН на орбиту, может потребоваться слишком серьёзная переработка исходного проекта, по сути представляющего собой разработку нового изделия, что может привести к увеличению стоимости запуска почти на порядок и сделает его нерентабельным по сравнению с конкурентами.
Метеорологическая ракета МЕРА предназначена для подъёма полезной нагрузки массой 2-3 кг на высоту 110 километров. Масса ракеты «МЕРА» составляет 67 кг.
На первый взгляд метеорологическая ракета МЕРА абсолютно непригодна для использования в качестве основы для создания сверхлёгкой ракеты-носителя, но в то же время есть некоторые нюансы, позволяющие оспорить эту точку зрения.
Метеоракета МЕРА является бикалиберной двухступенчатой, причём функцию разгона выполняет только первая ступень, вторая — после отделения летит по инерции, что роднит этот комплекс с зенитными управляемыми ракетами (ЗУР) зенитных ракетно-пушечных комплексов (ЗРПК) «Тунгуска» и «Панцирь». Собственно, на базе ЗУР для ЗРПК указанных комплексов метеорологическая ракета МЕРА и создана.
Первая ступень представляет собой композитный корпус с размещённым в нём твёрдотопливным зарядом. За 2,5 секунды первая ступень разгоняет метеоракету до скорости 5М (скоростей звука), что составляет порядка 1500 м/с. Диаметр первой ступени составляет 170 мм.
Изготовленная методом намотки композитного материала первая ступень метеорологической ракеты МЕРА является крайне лёгкой (по сравнению со стальными и алюминиевыми конструкциями аналогичной размерности) – её вес составляет всего 55 кг. Также её стоимость должна быть существенно ниже решений, изготавливаемых из углепластика.
Исходя их этого, можно предположить, что на базе первой ступени метеорологической ракеты МЕРА может быть разработан унифицированный ракетный модуль (УРМ), предназначенный для пакетного формирования ступеней сверхлёгких ракет носителей.
По сути таких модулей будет два, отличаться они будут соплом ракетного двигателя, оптимизированного соответственно для работы в атмосфере или в вакууме. В настоящий момент максимальный диаметр корпусов, изготавливаемых АО «КБП» методом намотки, предположительно составляет 220 мм. Возможно, что существует техническая возможность изготовления композитных корпусов большего диаметра и длины.
С другой стороны, возможно, что оптимальным решением станет изготовление корпусов, размер которых будет унифицирован с какими-либо боеприпасами для ЗРПК «Панцирь», управляемыми снарядами комплекса «Гермес» или метеорологическими ракетами МЕРА, что позволит снизить себестоимость единичного изделия за счёт увеличения объёмов серийного выпуска однотипной продукции.
Ступени ракеты-носителя должны набираться из УРМ, скрепляемых параллельно, при этом разделение ступеней будет осуществляться поперечно – продольное разделение УРМ в ступени не предусматривается. Можно предположить, что ступени такой ракеты-носителя будут иметь большую паразитную массу по сравнению с моноблочным корпусом большего диаметра. Отчасти это так, однако малая масса корпуса из композитных материалов позволяет во многом нивелировать этот недостаток. Может получиться, что корпус большого диаметра, выполненный по аналогичной технологии, будет гораздо сложнее и дороже произвести, а его стенки для обеспечения необходимой жёсткости конструкции придётся делать значительно толще, чем у УРМ, соединяемых пакетом, так что в конечном итоге масса моноблочного и пакетного решений будет сопоставима, при меньшей стоимости последнего. И с высокой вероятностью стальной или алюминиевый моноблочный корпус будут тяжелее, чем пакетный композитный.
Параллельное соединение УРМ может осуществляться с помощью плоских композитных фрезерованных элементов, располагаемых в верхней и в нижней части ступени (в точках сужения корпуса УРМ). При необходимости дополнительно могут использоваться стяжки из композитных материалов. Для снижения себестоимости в конструкции должны максимально применяться технологичные и дешёвые промышленные материалы, высокопрочные клеи.
Аналогичным образом ступени РН могут соединяться между собой композитными трубчатыми или арматурными элементами, причём конструкция может быть неразборной, при разъединении ступеней несущие элементы могут контролируемо разрушаться пирозарядами. Причём для повышения надёжности пирозаряды могут располагаться в нескольких последовательно расположенных точках несущей конструкции и инициироваться как электроподжигом, так и непосредственным воспламенением от пламени двигателей вышерасположенной ступени, при их включении (для отстрела нижерасположенной ступени в случае, если электроподжиг не сработал).
Управление РН может быть реализовано аналогично тому, как это сделано на японской сверхлёгкой РН SS-520. Также может быть рассмотрен вариант установки радиокомандной системы управления, аналогичной устанавливаемой на ЗУР ЗРПК «Панцирь», для корректировки полёта РН как минимум на части траектории полёта (а возможно, что и на всех этапах полёта). Потенциально это позволит уменьшить количество дорогостоящего оборудования на борту одноразовой ракеты, вынеся его на «многоразовую» машину управления.
Можно предположить, что с учётом несущей конструкции, соединительных элементов и системы управления, итоговое изделие сможет выводить на НОО полезную нагрузку массой от нескольких килограммов до нескольких десятков килограммов (в зависимости от количества унифицированных ракетных модулей в ступенях) и составить конкуренцию японской сверхлёгкой РН SS-520 и другим аналогичным сверхлёгким ракетам-носителям, разрабатывающимся российскими и зарубежными компаниями.
Для успешной коммерциализации проекта расчётная стоимость запуска сверхлёгкой РН МЕРА-К не должна превышать 3,5 млн долларов (такую стоимость запуска имеет РН SS-520).
Помимо коммерческого применения РН МЕРА-К может применяться для экстренного вывода космических аппаратов военного назначения, размеры и масса которых также будут постепенно уменьшаться.
Также наработки, полученные в ходе реализации проекта РН МЕРА-К, могут быть использованы для создания перспективных вооружений, например, гиперзвукового комплекса с конвенциональной боевой частью в виде компактного глайдера, сбрасываемого после подъёма РН в верхнюю точку траектории.
Источник