Смотреть страницы статьи в формате PDF.

Одной из существенных проблем на пути индустриализации космоса является создание дешевой и эффективной космической транспортной системы. Эксплуатируемые в настоящее время ракеты-носители отличаются чрезвычайно высокой себестоимостью, длительным производственным циклом и продолжительной предстартовой подготовкой (рис.1).

По данным ежегодного отчета Федерального авиационного управления США (Federal Aviation Administration), по состоянию на 2017 год стоимость выведения 1 кг полезного груза на низкую околоземную орбиту (НОО) высотой 200 км для современных РН составляла от 2,7-2,8 тыс. долл. (РН Falcon 9 и Протон-М) до 90 тыс. долл. (РН Pegasus-XL). Несмотря на запредельно высокие экономические показатели, РН Pegasus-XL попала в книгу рекордов Гиннеса как самый дешевый носитель (!) . Действительно, ее создание обошлось всего в 45 млн долл. Стоимость пуска также более или менее приемлема - порядка 40 млн долл. Однако из-за чрезвычайно высокой стоимости выведения на НОО 1 кг полезного груза эта ракета считается очень дорогой, и за почти 30 лет эксплуатации (с 1990 г.) было произведено всего 43 ее пуска.

Внедрение на предприятиях ракетно-космической промышленности различных стран так называемых технологий lean production к коренному улучшению ситуации привести не способно, так как не затрагивает конструкцию изделий. Упомянутая выше РН Pegasus-XL является ярким примером того, как в результате использования производственных lean-технологий (lean production) получилось изделие с неприемлемыми технико-экономическими характеристиками.

В 2014 году профессор Менгу Чо (Технологический институт Кюсю, Япония) и профессор Филиппо Грациани (G.A.U.S.S. Sri, Италия) выдвинули концепцию lean-спутника (Lean Satellite Concept) . К признакам спутника, созданного по технологии lean satellit, были отнесены, в частности, низкая общая стоимость, короткое время поставки, простота, высокая надежность, низкие риски, малая продолжительность миссии, возможность оперативного запуска, небольшие издержки и т.п. Следует заметить, что идея lean-спутника получает все большее распространение в мире. В январе 2018 года в Японии в г. Китакюсю прошел специализированный международный семинар по lean-спутникам.

а) 

Показатель целевой эффективности F может представлять собой сумму некоторых частных показателей, характеризующих целевые (потребительские) свойства космической техники. Для РН основным показателем целевой эффективности является конструктивное совершенство.

Обобщенная функция затрат С_S определяется стоимостью создания и запуска изделия, затратами времени на создание и производство, массово-габаритными характеристиками и т. д.

Рис. 2. Стоимость и масса основных элементов ракеты-носителя  

4. На основе унификации элементов РН. Унификация при создании РН может рассматриваться как на уровне ракетных блоков, так и на уровне отдельных элементов РН (двигателей, системы управления, механических и электрических интерфейсов с наземным проверочным и стартовым оборудованием). Было бы целесообразно проработать вопрос создания полностью унифицированного стартового комплекса, который можно было бы использовать для пуска РН различных размерностей - от легкого класса до сверхтяжелого.

По имеющимся данным ,за счет унификации ракетных блоков можно достичь снижения стоимости РН на 15-20%. Низкая себестоимость РН SpaceX достигается во многом благодаря унификации серийного производства всех систем, включая двигатели (для одной ракеты используются 10 практически идентичных двигателей Merlin 1D) .

С точки зрения унификации и, одновременно, масштабирования РН под полезные нагрузки различной массы, целесообразно положить в основу ряда перспективных РН блочно-модульный принцип. В настоящее время по этому принципу построены ряды РН «Ангара» и Falcon.

Минимизация финансовых ресурсов за счет многоразового использования РН и ее элементов

В настоящее время большинство специалистов считает, что наиболее эффективным методом снижения стоимости является повторное использование РН или их составных частей (рис. 3).

Если исключить неудачный, с точки зрения экономики, опыт эксплуатации многоразового транспортного космического комплекса (МТКК) Space Shuttle, к обнадеживающим результатам в данном направлении можно отнести пока что лишь созданные И. Маском частично многоразовые РН Falcon 9 Block 5 и Falcon Heavy (рис. 3, 5).

Американская компания Blue Origin с 2012 года разрабатывает двухступенчатую частично многоразовую РН New Glenn (рис. 3). Многоразовая первая ступень этой ракеты будет оснащаться семью двигателями BE-4 (разрабатываются также компанией Blue Origin), работающими на смеси метан/кислород. Технология спасения и вертикальной (ракетно-динамической) посадки отработавшей ступени спроектирована и испытана в 2015—2016 гг. на суборбитальных ракетах New Shepard. Первый пуск РН New Glenn с коммерческим спутником компании Eutelsat запланирован на 2021-2022 гг.

Альтернативой многоразовому ракетному блоку является спасение не всего блока, а только двигательной установки, стоимость которой составляет более 50% от стоимости ракетного блока (см. рис. 3, 4).

Именно такое техническое решение лежит в основе РН большой грузоподъемности Vulcan , создаваемой совместным предприятием United Launch Alliance (ULA, принадлежит компаниям «Боинг» и «Локхид Мартин»). ULA планирует первый запуск новой ракеты не ранее 2019 года.

Рис. 3. Разрабатываемые частично многоразовые ракеты-носители

Рис. 4. SMART-технология повторного использования модуля двигательной установки ракеты-носителя

Рис. 4. Проекты крылатых многоразовых ракетных блоков: а) полностью многоразовая тяжелая РН «Энергия-2» (ГК-175, НПО «Энергия»); б) спасаемый центральный ракетный блок (блок Ц); в) спасаемый боковой ракетный блок (блок А); г) макет многоразового универсального ракетного блока «Байкал» (ГКНПЦ им. М.В. Хруничева совместно с НПО «Молния», Россия)

В первую очередь, речь идет о проекте полностью многоразовой тяжелой РН «Энергия-2» (ГК-175), предложенной в 1988-1989 гг. НПО «Энергия» (рис. 2, а, б, в). Проект не был реализован по причине социально-политических катаклизмов 1980-1990 гг., которые привели к распаду СССР и отбросили отечественную космонавтику на десятилетия назад.

На авиационно-космическом салоне МАКС-2001 ГКНПЦ имени М.В. Хруничева представил полноразмерный макет российского возвращаемого ускорителя первой ступени «Байкал» для многоразовых вариантов РН семейства «Ангара», спроектированный по его заказу в НПО «Молния» (рис. 4, г). «Байкал» был рассчитан на 25 запусков. В дальнейшем их число предполагалось увеличить до 200 .

В настоящее время обсуждается вопрос экономической эффективности использования многоразовых космических комплексов и систем.

В таблице 1 представлены результаты анализа экономических показателей многоразовых средств выведения компании SpaceX. Он проведен инвестиционным банком Jefferies International, специализирующимся на финансировании спутниковой телекоммуникационной промышленности.

Таблица 1. Результаты анализа экономических показателей многоразовых средств выведения компании SpaceX

Финансовые аналитики отталкивались от стоимости запуска космического аппарата на одноразовой РН в 61,2 млн долл., прибыли в 40% и себестоимости пуска около 36,7 млн долл. В расчетах использованы заявления И. Маска о том, что стоимость первой ступени (рис. 3, а) составляет 75% стоимости ракеты при кратности повторного использования равной 15 полетам.

 Рис. 5. Спасение первой ступени РН Falcon 9 (SpaceX, США)

Корректность приведенных результатов анализа ограничена неопределенностями в стоимости межполетного обслуживания многоразового ракетного блока, а также тем, что проблема обеспечения экономически эффективного мелкосерийного производства многоразовых изделий остается нерешенной.

Тем не менее, многие специалисты сходится во мнении, что многоразовые РН (при условии спасения и повторного использования всего ракетного блока) будут экономически выгодны при темпе пусков порядка 20-30 в год. Граничное значение темпа пусков РН со спасаемой двигательной установкой первой ступени, обеспечивающее значимый экономический выигрыш по сравнению с одноразовым вариантом, составляет порядка 10 пусков в год.

Если в настоящее время высокая интенсивность пусков, в общем, не требуется (последствия существенного увеличения надежности и сроков активного функционирования космических объектов), то для организации грузопотока «Земля - орбита» при развертывании и развитии космической индустрии она будет необходима.

Повышение конструктивного совершенства РН

Главным целевым предназначением ракеты-носителя является выведение полезной нагрузки в космическое пространство. Универсальным показателем эффективности решения этой задачи средствами выведения различного класса (легкого, среднего, тяжелого и т. д.) может служить их конструктивное совершенство. Конструктивное совершенство принято характеризовать рядом массовых соотношений: между массой полезного груза и начальной стартовой массой, между начальной стартовой массой и массой конструкции и др. Однако наиболее адекватным с рассматриваемой точки зрения является, пожалуй, коэффициент конструктивного совершенства  , вычисляемый как отношение пассивной массы РН (массы конструкции, остатков топлива и газов к моменту выключения двигателей) к активной массе РН (массе топлива на момент старта). Для удобства в дальнейшем под конструктивным совершенством будем понимать обратное отношение.

Этот обобщенный показатель интересен тем, что он демонстрирует достигнутый уровень и проектно-конструкторских решений, и производства (рис. 4).

Анализ конструктивного совершенства РН различных классов, а также многоразовых космических систем Space Shuttle и «Энергия - Буран», показывает:

1. Конструктивное совершенство слабо зависит от начальной стартовой массы РН и массы выводимого на орбиту полезного груза.

2. Прослеживается прямая корреляция между конструктивным совершенством и удельными показателями экономической эффективности РН. Так, низкое конструктивное совершенство многоразовых космических систем Space Shuttle и «Энергия - Буран» сопровождалось запредельно высокими затратами на пуск и выведение на орбиту 1 килограмма массы полезного груза.

3. Из ряда рассмотренных средств выведения особо выделяется РН Falcon 9, конструктивное совершенство которого, в среднем, в два раза превышает конструктивное совершенство других средств выведения.

Высокий коэффициент конструктивного совершенства РН может быть обеспечен следующими особенностями технологии производства и конструкции :

• оптимизация силового набора сухих отсеков и топливных баков;

•снижение давления в баках за счет введения бустерных насосов, повышения точности настройки предохранительных клапанов, снижения гидросопротивления магистралей и клапанов;

• внедрение новых технологий, в т.ч., аддитивных, контактно-стыковой сварки, сварки трением с перемешиванием, нагартовки обечаек и т. д.;

• уменьшение остатков компонентов топлива;

• снижение массы расходных магистралей, агрегатов автоматики, трубопроводов за счет применения высокопрочных материалов, увеличения числа алюминиевых труб и сильфонов;

• оптимизация пневмогидравлической системы за счет уменьшения количества баллонов наддува, использования агрегатов автоматики под заданные параметры (диаметры проходных сечений магистралей, максимальные давления и т. п.), введения бустерных насосов;

Минимизация временных ресурсов при создании и эксплуатации РН

Радикально снизить сроки создания РН позволяет разработка и внедрение интегрированных систем цифрового автоматизированного проектирования (САПР), а также переход к проектному принципу организации космической деятельности.

САПР, в частности, позволяет:

- автоматизировать оформление проектной документации;

- осуществлять информационную поддержку и автоматизацию принятия решений;

- использовать технологии параллельного проектирования;

- унифицировать проектные решения и процессы проектирования;

- повторно использовать проектные решения, данные и наработки;

- заменять натурные испытания и макетирование математическим компьютерным моделированием;

- эффективно использовать методы вариантного проектирования и оптимизации;

- уменьшить объем испытаний и доводки опытных образцов в результате повышения уровня достоверности проектных решений.

Проектное управление позволяет достигать цели проекта создания образца ракетно-космической техники путем достижения определенного баланса между объемом работ, ресурсами, временем, качеством и рисками. При этом в качестве критерия успешности управления проектом считается точное соответствие утвержденным показателям объема, сроков и качества.

Таким образом, цифровое проектирование с широким использованием САПР работает на радикальное сокращение сроков создания РН, а проектное управление гарантирует качество.

За счет внедрения цифрового проектирования с широким использованием САПР и методов проектного управления время, затрачиваемое на разработку, создание и испытания ракетно-космической техники, может быть снижено от сегодняшних сроков в 2-10 и более лет до 6-9 месяцев .

Низкая стоимость и высокая оперативность пуска РН определяются, прежде всего, уровнем автоматизации процессов предстартовой подготовки и запуска РН , а также типом двигательной установки (жидкостные ракетные двигатели или же твердотопливные двигатели).

Наивысшие достижения (не превзойденные до сих пор ни в России, ни в других странах) в части оперативности пуска, к сожалению, относятся к истории. Речь идет о советских РН серий «Циклон» и «Зенит».

Уровень автоматизации по циклу предстартовой подготовки и пуска РН «Циклон-2» и «Циклон-3» составлял 100%, а в целом по работам на комплексе - не менее 80%. Продолжительность предстартовой подготовки РН «Циклон-3» составляла менее 90 минут (включая транспортировку РН из пристартового хранилища к пусковой установке). За время 13-14,5 часов с одного стартового комплекса (СК) теоретически могло быть произведено до шести пусков.

Примером высокого уровня автоматизации является также ракетно-космический комплекс «Зенит», где подготовка РН на СК также проходила без участия обслуживающего персонала. Продолжительность предстартовой подготовки РН «Зенит» составляла 90 минут, включая 20-минутную заправку компонентами ракетного топлива. С учетом продолжительности ремонтно-восстановительных работ на СК очередной пуск можно было осуществлять каждые 12 часов.

Для сравнения: время предстартовой подготовки российских РН серий «Союз-2» и «Ангара» составляет порядка 3-4 суток, РН Falcon 9 - до 5 суток, РН Atlas 5 - до 12 часов, РН Delta 4 - 8-10 суток.

Таким образом, уровень автоматизации предстартовой подготовки всех современных РН существенно ниже 100%.

Что касается типа двигательной установки РН, то следует заметить, что подготовка к пуску РН с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ) не требует времени для заправки РН. Однако РДТТ свойственен целый комплекс недостатков (невозможность регулирования тяги, чувствительность к перепадам температуры и влажности, пожаро- и взрывоопасность и др.). Стоимость пуска РН с РДТТ в целом выше стоимости пуска РН с ЖРД. Поэтому ракетные блоки с РДТТ используются в основном только в качестве стартовых ускорителей в ряде РН.

Замечания об отказоустойчивости и экологичности РН

Анализ результатов эксплуатации РН с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) показывает, что более 50% их аварий так или иначе связаны с отказами двигателей . Как правило, такие отказы приводят к аварии РН с потерей полезной нагрузки. В том случае, когда отказ двигателей происходит на начальном участке полета, существует риск разрушения сооружений стартового комплекса в результате падения аварийной ракеты.

Применительно к РН может быть поставлена задача обеспечения устойчивости к отказам двигателя. Анализ показывает, что простое увеличение количества двигателей (резервирование) приводит к снижению надежности РН. Однако снижение надежности многодвигательных установок может быть скомпенсировано своевременным (без взрыва или пожара) отключением отказавшего двигателя, локализацией возможного взрыва или пожара (если это не удалось предотвратить) и переводом исправных двигателей в форсированный по тяге режим для компенсации потери тяги и расхода топлива.

Такой подход к обеспечению устойчивости РН к отказам двигателей требует эффективной системы аварийной защиты двигательной установки, а также специальных взрывозащитных экранов, изолирующих каждый двигатель от поражающих факторов взрыва или пожара (реализовано в РН Falcon 9). Оптимальное количество двигателей в этом случае, в зависимости от степени форсирования, может составить 3 и более. В lean-носителе устойчивость РН к отказам двигателей, очевидно, должна сочетаться с пониженной энергонапряженностью, простотой конструкции (открытая схема или вообще вытеснительная подача ракетного топлива без турбонасосного агрегата), относительно невысоким давлением в камере сгорания и т. д.

Что касается экологичности РН, существует закономерность уменьшения воздействия технических систем на окружающую среду по мере их развития . Действительно, легко заметить, что перспективные космические комплексы и системы характеризуются улучшенными экологическими характеристиками: полный отказ от токсичных компонентов ракетного топлива, минимизация площади размещения объектов наземной космической инфраструктуры, отказ от районов падения отделяющихся частей РН при переходе к многоразовым космическим системам и т. д.

Существенного прогресса на пути создания дешевой, эффективной и универсальной транспортной космической системы в настоящее время не просматривается. Для решения задач начального этапа индустриализации космоса в данной статье предложена паллиативная концепция РН, основанная на максимальном использовании отработанных технологий, - концепция lean-носителя. В дальнейшем, по мере роста грузопотока «Земля - орбита», на более поздних этапах индустриализации космоса, будут созданы более совершенные средства выведения. Возможно, это будут одноступенчатые, полностью многоразовые СВ. Возможно, будут созданы СВ на новых физических принципах перемещения в пространстве. Может быть, даже появятся безракетные средства доступа в космос типа космического лифта или петли Лофстрома. Но для целей запуска процесса индустриализации космоса и развития его начального этапа было бы достаточно РН, созданных на основе lean-принципов, изложенных в настоящей статье.

Заключение. Основные черты облика lean-носителя

Таким образом, реализация концепции lean-носителя (lean space launch) подразумевает сочетание максимального конструктивного совершенства и минимальных затрат финансовых и временных ресурсов, с высокой надежностью и экологичностью. Следует подчеркнуть, что реализация концепции lean-носителя ни в коем случае не исключает переход к lean-технологиям (технологиям lean production). Наоборот концепция lean-носителя и технологии lean production должны дополнять и усиливать друг друга.

К основным чертам облика lean-носителя следует отнести:

1. Модульный принцип масштабирования носителей для увеличения массы выводимого полезного груза. Максимальная унификация модулей, используемых для комплектации РН различного класса, как на уровне ракетных блоков, так и на уровне отдельных элементов (двигателей, системы управления, механических и электрических интерфейсов с наземным проверочно-пусковым и стартовым оборудованием).

2. Частичная или полная многоразовость носителя. Частичная многоразовость может быть реализована на уровне двигательных установок либо ракетных блоков первой ступени (модулей двигательных установок или унифицированных ракетных модулей).

3. Многодвигательная установка, по крайней мере, на ракетном блоке первой ступени, с не энергонапряженными ЖРД простой конструкции, с возможностью форсирования / дросселирования в широких пределах.

4. Топливо: углеводородное горючее (например, сжиженный природный газ или метан) - жидкий кислород (окислитель). Ракетное топливо перед заправкой целесообразно переохлаждать.

5. Максимально простая конструкция (замена газотурбинной подачи топлива на вытеснительную или использование для этого электропривода, как альтернатива - снижение давления в баках за счет введения бустерных насосов, повышения точности настройки предохранительных клапанов и др.).

6. Использование в конструкции РН новых материалов и технологий, в первую очередь композитных материалов и аддитивных технологий.

7. Высокий коэффициент конструктивного совершенства РН - порядка 20-30 (по отношению массы заправленного топлива к массе конструкции), достигаемый за счет как технологии производства, так и конструкции изделия (внедрение аддитивных технологий, контактно-стыковой сварки, сварки трением с перемешиванием, нагартовки обечаек; уменьшение гарантийных остатков компонентов ракетного топлива; оптимизация пневмогидравлической системы; снижение массы бортовых электро- и электронных систем и т. д.).

8. Низкая удельная стоимость выведения 1 кг полезного груза на орбиту: менее 1,5 – 2 тыс. долл. для РН среднего класса.

9. Высокий уровень автоматизации процессов предстартовой подготовки и запуска РН.

Технологии lean production невозможны без разработки и внедрения интегрированных систем цифрового автоматизированного проектирования (САПР - CAD) и перехода к проектному принципу организации космической деятельности.

В общем случае необходимо решать задачу оптимизации: поиска такого сочетания характеристик РН и КА, при котором стоимость транспортных затрат на обеспечение конкретных проектов индустриализации космоса была бы минимальна.

 Литература:

1. Surplus missile motors. Sale Price Drives Potential Effects on DOD and Commercial Launch Providers. Report to Congressional Addressees // United States Government Accountability Office (GAO-17-609), August 2017, - 58 p.

 2. Самый дешевый носитель // (URL: http://www.guinessrecords.ru/info/sputniki_i_rakety/samyi_deshevyi_nositel.htm, Дата обращения 15.05.2018).

 3. У. Левинсон, Р. Рерик - Бережливое производство. Синергетический подход к сокращению потерь М.: Издательство – ЦентрОргПром, 2007 г. – 270 с.

 4. Graziani F., Cho M. Lean Satellite Concept // Proceedings of the AIAA/USU Conference on Small Satellites, Mission Lessons, SSC16-P2-09. (URL:https://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=3509&context=smallsat, дата обращения 25.02.2017).

 5. Сибиряков В.Г., Лекомцева Е.Б. ЛИН по-русски – это ТРИЗ // URL: http://www.metodolog.ru/01123/01123.html, дата обращения 13-01.2017 г.

6 . Г. С. Альтшуллер, Б. Л. Злотин, В. И. Филатов, А. В. Зусман. Поиск новых идей: от озарения к технологии. Кишинев: «Картя Молдовеняскэ», 1989, 381 с.

 7. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов: учеб. пособие для вузов / под ред. А.А. Медведева. М: Машиностроение, 2009. 504 с.

 8. Mohamed Ragab, F. McNeil Cheatwood, Launch Vehicle Recovery and Reuse. August 2015, American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) // AIAA SPACE 2015 Conference and Exposition Pasadena, California (URL: https://arc.aiaa.org/doi/10.2514/6.2015-4490 (Дата обращения 16.06.2018).

 9. Использование модульного принципа построения при разработке перспективных ракет-носителей. Часть II. // http://unnatural.ru/r-evo-ch (Дата обращения 16.06.2018).

 10. Анализ ценовой политики SpaceX при использовании многоразовых ракет // http://kosmolenta.com/index.php/863-2016-04-26-resuability-economy (Дата обращения 16.06.2018).

 11. Blue Origin introduces ‘New Glenn’ Reusable Orbital Launch Vehicle. September 12, 2016 // http://spaceflight101.com/blue-origin-introduces-new-glenn-reusable-orbital-launch-vehicle/ (Дата обращения 16.06.2018).

12. «Ариан 6» в будущем сможет использовать многоразовый двигатель  http://kosmoturizm.ru/arian-6-v-buduschem-smozhet-ispolzovat-mnogorazovyy-dvigatel/ (Дата обращения 16.06.2018).

13 . Губанов, Б. И. Триумф и трагедия «Энергии» Размышления главного конструктора. Т. 4. «Полет в небытие». – Нижний Новгород: Изд-во НИЭР, 1999. – 432 с.

 14. Сердюк, В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов: учеб. пособие для вузов. / Под ред. А.А. Медведева. – М.: Машиностроение, 2009. – 504с.

15 . Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов / Под ред. В. П. Мишина. – М.: Машиностроение, 1991. – 415 с.

16 . Жук Н. П., Макаренко А. А., Шевцов Е. И. О конструктивном совершенстве ракеты космического назначения «Циклон-4» // Космическая техника. Ракетное вооружение. 2017. Вып. 2 (114), - С. 2-28.

17 . Романов А.А. Смена парадигмы разработки инновационной продукции: от разрозненных НИОКР к цифровым проектам полного жизненного цикла // Ракетно-космическое приборостроение и информационные системы. Том 4. Вып. 2, 2017. - С. 68-84.

 18. Бирюков Г.П. Обзор автоматизированных технологий в современном стартостроении // Актуальные проблемы космонавтики: Труды XXXIII Академических чтений по космонавтике, посвященных памяти академика С.П.Королева и других выдающихся отечественных ученых – пионеров освоения космического пространства. Москва, 26 – 30 января 2009 г. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018, - С.173.

 19. Солнцев В.Л., Радугин И.С., Задеба В.А. Основные требования к маршевым двигателям перспективных ракет-носителей сверхтяжелого класса с жидкостными ракетными двигателями // Космическая техника и технологии, № 2 (9), 2015, - С. 25-38.

 20. Клюшников В.Ю. Общие экологические закономерности в развитии технических систем и их проявление в космонавтике // Сборник докладов IX международной конференции «ТРИЗ. Практика применения и развитие методических инструментов». М., 10-11 ноября 2017 г., Том 2, - С.186-195.