Высотный старт с аэростатов
История вопроса.
Впервые высотные запуски ракет с твердотопливными ускорителями были опробованы в программе «Фарсайд» (США),
где многоступенчатая ракета стартовала на высоте 20-30 км вертикально — прямо сквозь оболочку аэростата. По замыслу
разработчиков, короткое время работы РДТТ уменьшало гравитационные потери (по расчетам, более чем на порядок).
25 сентября 1957 г. аэростат с ракетой «Фарсайд-1» поднявшись на 27 км, он стал медленно, но неуклонно снижаться. На
высоте 21 км был послан радиосигнал в систему зажигания ракеты. Последняя, рванувшись вверх через оболочку аэростата,
сбилась с курса. Сработали только первые две ступени, достигнутая высота составила ~800 км. 7 октября 1957 г. из-за короткого
замыкания в пусковом механизме ракеты она стартовала преждевременно на высоте 18 км. Вновь сработали лишь первые две
ступени. По измерениям наземного радиолокатора, была достигнута высота 645 км. Следующий аэростат погиб 11 октября при
прохождении холодных слоев атмосферы — на высоте 30 км лопнула его обледеневшая оболочка. Следующие две попытки
позволили забросить полезный груз массой 3,5 кг на высоты 3220 км и 4350 км. http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/afan/bol-
kk2006/02.html#09
Развитие идеи высотного старта можно найти в следующих проектах:
1. Проект студентов University of California, UCI Rocket Project (США, старт проекта 2007 г. )
http://fdcl.eng.uci.edu/projects/UCIrocket/UCIrocket.html
http://aeroconsystems.com/tips/UCI_Rocket_Project_2007-2008_ESRA_Competition.pdf
Параметры проекта:
Длина ракеты 2,57 м, калибр 0,16 м, «сухая» масса ракеты 17,6 кг. Остальные параметры не известны.
2.Канадский проект «Да Винчи» (старт проекта 1996 г.)
http://www.davinciproject.com/beta/Technical/TechnicalFlight.html
http://www.davinciproject.com/beta/Technical/TechnicalMain.html
http://www.davinciproject.com/beta/Documents/EADSpaper_n39_2.pdf
http://www.davinciproject.com/beta/Documents/Canadian%20da%20Vinci_Project_Team_Summary_Aug_2004_V6.0.pdf
Ракета стартует из под баллона на расстоянии 720 метров, под углом 80 градусов. После старта она переходит на вертикальный взлет.
Параметры проекта:
Ракета:
Длина ракеты 8 м
Калибр ракеты 2м
Сухой вес 1700 кг
Стартовый вес 3900 кг
Полезная нагрузка 450 кг
Стартовая скорость 1,2 км/с
Стартовая перегрузка 4g
Апогей 120 км
Гибридный реактивный двигатель
Компоненты топлива: закись азота и каучук HTPB
Тяга 80 000 Н
Стратостат:
Объем оболочки макс. 170 000 м. куб. Легкий газ - гелий, высота запуска 24 км, время достижения высоты запуска 60-80 минут.
3.Испанский проект Zero2infinity компании Bloostar (старт проекта 2009 г.)
http://www.zero2infinity.space/ http://www.zero2infinity.space/bloostar/
В компании Zero2Infinity заявляют, что технология Bloostar в нынешнем виде позволяет запускать в Космос спутники
весом до 75 килограммов на высоту до 600 километров.
4.Проект студентов из Испании Moon2.0 (Instituto para el Desarrollo Tecnológico y la Innovación en Comunicaciones, Centro
Tecnológico para la Innovación en Comunicaciones.старт проекта 2013 г.)
https://sourceforge.net/p/moon-20/wiki/WikiBalloon_Launch15/ https://sourceforge.net/p/moon-20/wiki/WikiBalloon_Launch16/
5.Проект из Великобритании «CU Spaceflight»
(Cambridge University 2006 г.)
http://www.cusf.co.uk/
https://en.wikipedia.org/wiki/CU_Spaceflight
http://www.cusf.co.uk/nova/
«Мартлет» - проект, направленный на разработку небольшой
ракетно-пусковой системы, которая может быть запущена с
воздушного шара «Нова» в верхней атмосфере. Аэростат
достигает высоты 33 км.
Ракета Martlet имеет длину менее 1 метра, весит 3,5
килограмма и несет полезную нагрузку 0,5 кг. Стоимость
одного запуска меньше 1000 фунтов стерлингов. Ракета будет
твердотопливной. Предполагаемое ускорение полезной
нагрузки, приборного отсека для изучения атмосферы, 20 g.
6.Персональный проект инженера ракетчика из Великобритании специалиста Rick Newlands (старт проекта 2013 г.)
http://www.reactionforme.org.uk/index.html
Оболочка объемом 1 440 000 м. куб. , массой 600 кг заполняется водородом (100 кг), и при подъеме на высоту 35 км
образует шар диаметром 70 метров. Толщина оболочки 40 микрон. Аэростат поднимает специальную транспортную систему
массой, характеристики которой неизвестны. Известно только то, что ГРД специальной конструкции на закиси азота и
полиэтилене содержит 320 кг топлива, и дает дает тягу 22 000Н. Удельный импульс топлива составляет 270 с (2650 м/с).
Система по мысли автора должна забросить суборбитальный самолет на высоту 120 км при перегрузке на старте менее 5g.
7.Израильский проект команды IL Aerospace Technologies (ILAT, старт проекта 2004 г. ) планирует отправить гелиевый
стратостат Nagev-5 с ракетой за 2-3 часа на высоту в 25 - 30 километров. С этой высоты запускается ракетная капсула общим
весом в 3370 килограмм - HALP (High-Altitude Launch Platform – высотная запускаемая платформа) которая поднимается на
высоту 120 километров.
Габариты HALP: высота — 3 метра, диаметр — 2,5 метра. Вполне можно свободно устроиться троим астронавтам, правда, ещё
требуется место для основного гибридного ракетного двигателя с тягой в 50 кH. http://www.membrana.ru/particle/2667
Схема капсулы с ГРД
Схема проекта с РДТТ http://www.astronautix.com/n/negev5.html
Параметры проекта «HALP»:
Одноступенчатая система
Ракета с РДТТ или ГРД
Длина 3 м
Калибр 2 м
Стартовая масса 3370 кг
Полезная нагрузка
Стартовая перегрузка 5g
Стартовая скорость 1,2 км/с
Апогей 120 км
Двигатели РДТТ или ГРД
Тяга РДТТ 78 500 Н
Тяга ГРД 50 000 Н
Стратостат:
Объем оболочки макс. 350 000 м. куб. Легкий газ –
гелий
Высота запуска 25-30 км, время достижения высоты
запуска 120-180 минут.
8.Проекты «Helen» и «Stabilo»Румынской ассоциации космонавтики и аэронавтики ARCA (Asociatia Romana pentru
Cosmonautica si Aeronautica, штаб квартира в США, Мехико старт проекта ), использует нагретый солнцем монгольфьер с оболочкой
из чёрного полиэтилена (толщина плёнки 15 мкм) в качестве воздушной платформы для запуска суборбитальной ракеты.
http://www.arcaspace.com/ http://www.arcaspace.com/en/program_helen.htm http://www.arcaspace.com/en/program_stabilo.htm
Параметры проекта «Stabilo»:
Двухступенчатая система
Ракета:
Длина 6 м
Калибр 1,3 м
Стартовая масса 1000 кг
Полезная нагрузка
Стартовая перегрузка 5g
Стартовая скорость 1,2 км/с
Апогей 100 км
Жидкостной реактивный двигатель на
монотопливе: перекись водорода 70%
Тяга 29 400 Н
Стратостат:
Объем оболочки макс. 350 000 м. куб. Легкий газ –
горячий воздух
Высота запуска 23 км, время достижения высоты
запуска 95 минут.
Параметры проекта «Helen»:
Трехступенчатая система
Ракета:
Длина 6 м
Калибр 0,5 м
Стартовая масса 1000 кг
Сухая масса 210 кг
Полезная нагрузка
Стартовая перегрузка 4g
Стартовая скорость 1,2 км/с
Апогей 80 км
Жидкостной реактивный двигатель на
монотопливе: перекись водорода 70%
Тяга 15 680 Н
Стратостат:
Объем оболочки макс. 200 000 м. куб. Легкий
газ – горячий воздух
Высота запуска 14 км, время достижения
высоты запуска 40 минут.
9. Российский проект «Русского воздухоплавательного общества» «Высотный Старт» (старт проекта 2015 г. )
http://www.pbo.ru/?id_menu=1&id_menu_item=47
По расчетам специалистов, масса транспортно-пускового контейнера вместе с ракетой составит около 350 килограммов, а масса
выводимого в космос аппарата — до 5 кг. Стоимость запуска дирижабля составит около 150 тысяч долларов.
ТТХ дирижабля «Полярный гусь»
Длина - 25 метров.
Объем - 2950 куб. метров.
Максимальная скорость - 12 километров в час.
Высота полета более 8000 метров
Подъемная сила - 900 килограммов.
Легкий газ – горячий воздух
Экипаж - 2 человека.
http://www.warandpeace.ru/ru/news/view/1386/
10.Известен экзотический проект космического дирижабля компании JP Aerospace (США, старт проекта 1986 г.)
http://jpaerospace.com/ Он разгоняется до первой космической скорости в верхних слоях атмосферы.
experimental rockets - exclusive rockets
Теоретическое обоснование
Очевидно, что высотные запуски легких ракетоносителей очень привлекательны. «Комфортная» малогабаритная
ракета весом в 110 кг способна доставить ПН массой в 25 кг на высоты 76- 105 км при запуске с высоты 20-30 км. Для
одноступенчатой ракеты, такого же калибра и на том же топливе, при запуске с земли тот же результат достижим уже только
при стартовой массе 750кг.
Высоты 20-30 км достижимы современными аэростатами. При высотном запуске становится возможным относительно
экономичный запуск ПН средней массы в 25-30 кг, что пока не освоено современными метеорологическими ракетами. Это
также позволяет осуществить баллистический запуск малогабаритных разведывательных БПЛА, которые могут оперативно
исследовать нужный район в сотнях километрах от запуска. Что превышает его возможности по дальности полета в 120 –
300 км (Орлан-10, Орлан-30). Время доставки груза по баллистической траектории составляет 2-4 минуты, и для высотного
старта время доставки груза ограничивается по большому счету временем подъема аэростата с ракетой на высоту запуска.
Кроме того, обсуждаемая малогабаритная ракета массой в 110 кг способна вывести на низколежащую орбиту наноспутник
массой в 3 кг. Это возможно, если использовать канальный РДТТ из топлива на основе перхлората аммония с УИ 2600 м/с.
Но, время подъема на высоты 20-30 км обычными аэростатами слишком большое - 2-3 часа. Это очень много, что
осложняет работу с такой системой запуска. Остается только вопрос, какой нам нужен аэростат? Это и будет рассмотрено в
проектах высотных стартов №1 и №2
В отличие от ЖРД, для ракет с РДТТ при старте с поверхности Земли характерны большие ускорения (из-за
маленького времени работы двигателя), что ведет к большим аэродинамическим потерям. Разберем это на
конкретном примере.
Примем массу полезной нагрузки (ПН), отсека с исследовательскими приборы, системами съемки и земной
поверхности и параметров атмосферы, системами связи и навигации равной 25 кг. Эта масса также примерно
соответствует стартовой массе перспективного российского БПЛА «Орлан-30».
Калибр предлагаемой нами ракеты будет такой же, как и МН-100: 450 мм, а вот габариты предлагаемого нами
двигателя торцевого горения:
Диаметр внутренний 400 мм
Диаметр внешний 450 мм
Длина шашки 240 мм
Длина двигателя общ. 280мм
Масса топлива 60 кг
Масса двигателя общ 85 кг
Тяга 9000Н
Время работы 12 с
СИ 108 000 Нс
УИ 1800 м/с
предполагают крайне компактную конструкцию, против данных для МН-100: стартовая масса 110 кг против
1500 кг, и длина около метра против восьми! Также, данный двигатель будет намного дешевле и проще в
производстве.
Для предложного двигателя были проделаны вычисления характеристик вертикального полета ракеты с
поверхности земли, с высоты 10, 20, 30 и 40 км. Стартовая масса бралась 110 кг, конечная масса в 50 кг включает
«сухую» массу двигателя и полезную нагрузку в 25 кг. Предполагается, что масса головного обтекателя, который
крепится к двигателю, входит в массу полезной нагрузки. После окончания работы двигателя они продолжают полет
вместе, что оптимально с точки зрения уменьшения аэродинамических потерь. Коэффициент лобового
сопротивления брался 0,5 . На графике ниже представлены зависимости высоты полета от времени дл стартов с
разнеых высот.
Как видно из представленных зависимостей, при старте с высот 0 и 10 км ярко проявляется
аэродинамическое торможение как на участке разгона, так и на инерционном участке полета. Старт с высоты более
20 км позволяет аппарату достичь очень больших высот. Также, старт под углом 45 градусов позволяет аппарату
покрыть дистанцию дальностью 260 км с высоты пуска 20 км, и более 300 км с высоты пуска 30-40 км. Возможно,
спуск ракетного зонда по схеме планера может увеличить эту дальность до 600 км.
