БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ МНОГОРАЗОВОГО ЛУННОГО ОРБИТАЛЬНОГО БУКСИРА НА ОСНОВЕ ЯДЕРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

© А.Д.Бычков, В.В.Ивашкин
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и механика космического полета"
2013 г.

Орбитальные буксиры занимают важное место в концепциях многоразовых космических транспортных систем, предназначенных для обеспечения больших грузопотоков на высокоэнергетические орбиты искусственных спутников Земли (ИСЗ) и орбиты спутников других планет. Как правило, буксир является единственным многоразовым элементом такой системы. В нашем проекте буксир стыкуется на стартовой, близкой к Земле, орбите с Блоком Полезной Нагрузки (ПН), состоящим из Лунного взлетно-посадочного комплекса (ВПК) и бака с топливом (рабочим телом) для буксира. При полете к Луне буксир вместе с Блоком ПН переходит на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ). Во время полёта происходит заправка бака буксира, предназначенного для возвращения от Луны к Земле. После отделения Блока ПН на ОИСЛ буксир возвращается на стартовую орбиту и затем повторяет рейс. Такая схема позволяет снизить стоимость выведения ПН за счёт многократного использования двигательной установки (ДУ), системы энергоснабжения, системы управления, системы сближения и стыковки, средств связи.

Для обеспечения массово-энергетической эффективности орбитального буксира желательно, чтобы удельный импульс его ДУ намного превосходил удельный импульс химических ДУ, применяемых на современных разгонных блоках. Существует два типа двигателей с достаточно высоким удельным импульсом: ядерные ракетные двигатели (ЯРД) и электроракетные ДУ (ЭРДУ).

В данной работе рассматривается вариант буксира с использованием ЯРД с твердофазным реактором. Главным достоинством твердофазных ЯРД является сочетание большой тяговооруженности (тяга 68 кН при массе 2,9 т) с высоким удельным импульсом (910 с), что позволяет получить достаточно хорошие энергетические характеристики полета к Луне при сравнительно небольшом времени полета.

В связи с наличием ядерного реактора на борту, стартовой околоземной орбитой для данного буксира выбрана радиационно безопасная орбита (РБО) высотой 800 км с наклонением 51,7⁰ (старт ракеты-носителя (РН) с космодрома «Восточный»). Грузоподъёмность MP рассматриваемых РН на низкую опорную орбиту (НОО) составляет 75 т. и 90 т. РН с MP=75 т. используется для доставки одним пуском Блока ПН. Для РН с MP = 90 т рассматривается двухпусковая схема с доставкой пилотируемого корабля массой 20 т с помощью РН «Ангара-А5» и его стыковкой на НОО с Блоком ПН, состоящим из ВПК и увеличенного бака рабочего тела. Таким образом, масса на НОО в этом случае составляет 110 т. Затем Блок ПН переводится с НОО на РБО и стыкуется с Буксиром. Первое выведение буксира на РБО предполагается осуществить РН «Зенит» или «Ангара-А3».

В работе рассмотрены пространственные задачи перелёта буксира с стартовой РБО на круговую ОИСЛ высотой 100 км и последующего возвращения на орбиту ИСЗ с тем же наклонением, что и у стартовой орбиты, а также расчёт массы испарившегося водорода. С целью снижения гравитационных потерь рассмотрена схема разгона с несколькими активными участками. Важнейшей проблемой при создании КА с ЯРД является проблема хранения рабочего тела (водорода). В связи с тем, что время перелёта с РБО на ОИСЛ и обратно относительно невелико, рассматривается схема без использования тепловой машины. При этом часть рабочего тела испаряется во время полёта. Уменьшить массу испарившегося водорода можно за счёт снижения времени перелёта. При перелёте на ОИСЛ время перелёта можно уменьшить путём увеличения отлетного импульса. При возвращении от Луны к Земле возможно использование ожидания на ОИСЛ перед отлётом или наличие боковой составляющей отлётного импульса. Определены и исследованы орбитальные и массово-энергетические характеристики траекторий Лунного многоразового буксира.