ПРОБЛЕМА ЗАПУСКА ЛУННЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ С ПОМОЩЬЮ НАЦИОНАЛЬНОЙ КОРЕЙСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТИПА KSLV-2

ПРОБЛЕМА ЗАПУСКА ЛУННЫХ АВТОМАТИЧЕСКИХ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СТАНЦИЙ С ПОМОЩЬЮ НАЦИОНАЛЬНОЙ КОРЕЙСКОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТИПА KSLV-2

© ЮнСонУк, С.О.Фирсюк
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и научное прогнозирование"
2017 г.

В докладе рассматривается проблема запуска лунных автоматических межпланетных станций (АМС) с помощью национальной корейской РН типа KSLV-2.

На основании успешного запуска KSLV-1 в рамках технического сотрудничества с Россией в 2013 году, Южная Корея стремится усовершенствованию корейскую ракетуKSLV-2 до 2019 года. Корейская ракета KSLV-2 состоит из трех ступеней, которые могут использоваться для выведения 1,5 тонны ИСЗ на солнечно-синхронную орбиту (наклонение около 98 градусов) высотой 700 км. Если ракета-носитель будет успешно разработана, Лунная программа будет реализована в 2020 году. Лунная программа предполагается самостоятельный запуск Лунного орбитального корабля и Лунного посадочного корабля с помощью корейской ракеты KSLV-2.В данном случае, существующая трехступенчатая ракета-носителя не имеет необходимой энергетики, чтобы обеспечить перелет от Земли до Луны. Поэтому в состав РН должен быть добавлен разгонный блок. В настоящее время на разгонном блоке предполагается использовать ракетный двигатель твердого топлива(РДТТ) по технологии, используемой на втором твердотопливной ступени KSLV-1.

Однако, приведенный расчет показывает неэффективность использования существующей второй твердотопливной ступени KSLV-1при переходе на лунную орбиту, из-за низкой удельной тяги и недостаточно запаса топлива. Следовательно, в исследовании проводится анализ массы разгонного блока, топлива и полезной нагрузки с помощью приведенного расчета, при использовании более эффективных РДТТ по сравнению твердотопливного ступени KSLV 1.Потребный запас топлива определяется характеристической скоростью маневра на его совершение по формуле Циолковского.

Масса полезной нагрузки РН определяется массой КА, массой топлива разгонного блока и массой конструкции разгонного блока. Характеристическая скорость маневра для Луны можно разделить на TLI (Trans-LunarInjection) и LOI (LunarOrbitInjection). В докладе рассматриваются сравнение двигательных установок для осуществления TLI. Для разгонного блока, который вращается на низкой опорной орбите около 300 км нужна характеристическая скорость маневра около 3106 м/с.

Характеристиками РДТТ являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя, его остановкой и повторным запуском, по сравнению с жидкостным ракетным двигателем(ЖРД). Кроме того, некоторые варианты топлив ЖРД обладают лучшей энергетикой.