Liquid Fly-back Booster (LFBB) — проектная концепция Немецкого аэрокосмического центра (DLR) по разработке жидкостного ракетного ускорителя, пригодного для повторного использования в Ariane 1 , чтобы значительно снизить высокую стоимость космических перевозок и повысить экологичность . [1] LRB должен был заменить существующие жидкостные ракетные ускорители , обеспечивая основную тягу во время обратного отсчета. После разделения два крылатых ускорителя должны были войти в атмосферу , автономно вернуться во Французскую Гвиану и приземлиться горизонтально на аэродроме, как самолет.
Кроме того, было предложено семейство производных ракет-носителей, чтобы воспользоваться преимуществами экономии масштаба , еще больше сократив затраты на запуск. Эти производные включают:
Немецкий аэрокосмический центр изучал жидкостные ускорители обратного полета в рамках будущей исследовательской программы по запуску с 1999 по 2004 год. [4] После отмены проекта публикации в DLR продолжались до 2009 года. [ необходима ссылка ]
Немецкий аэрокосмический центр (DLR) изучал потенциальные будущие ракеты-носители Европейского союза в рамках программы Ausgewählte Systeme und Technologien für Raumtransport ( ASTRA ; на английском языке: Системы и технологии для космических транспортных приложений) с 1999 по 2005 год, при этом дополнительные исследования продолжались до 2009 года. [1] [4] Проект LFBB был одним из двух проектов в рамках программы ASTRA, другим был Phoenix RLV . [5] [6] [7] В ходе разработки были построены масштабные модели для тестирования различных конфигураций в сверхзвуковых аэродинамических трубах DLR Trisonische Messstrecke Köln (TMK; на английском языке: Тризвуковая измерительная секция в Кельне ) и в их Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; на английском языке: Гиперзвуковой ветровой канал в Кельне) . [8] [9] Предварительное механическое проектирование других основных элементов было выполнено компаниями ESA и NASA . [4] : 213
Преимущества многоразовых ускорителей включают простоту использования только одного типа топлива, экологичность и более низкие повторяющиеся затраты. Исследования пришли к выводу, что многоразовые ускорители fly-back будут самым доступным и наименее рискованным способом для европейских космических систем запуска стать многоразовыми. Эти ускорители fly-back имели потенциал для снижения затрат на запуск. Однако, когда другие проекты, такие как Space Shuttle или VentureStar , поставили перед собой эту цель, они не достигли своих целей. Поддерживающие технологии, необходимые для строительства LFBB, могут быть разработаны в течение 10 лет, а дополнительные пусковые установки могут быть разработаны на основе ускорителей fly-back, чтобы минимизировать затраты и обеспечить синергию обслуживания для нескольких классов ракет-носителей. [3]
В конце концов, оборудование стало слишком большим, и проект LFBB был свернут, а один из представителей Французского космического агентства ( CNES ) заметил:
Меня потрясло то, что в начале этот многоразовый ускоритель обратного полета был просто цилиндром с двигателями и маленькими крыльями, только турбовентилятором сзади. А три года спустя это были полноценные Airbus по размеру с четырьмя двигателями в каждом из них.
- Кристоф Бонналь, управление запуска CNES [10]
Общая концепция жидкостных ускорителей в программе LFBB заключалась в том, чтобы сохранить ядро и верхние ступени Ariane 5 вместе с обтекателями полезной нагрузки и заменить ее твердотопливные ракетные ускорители (EAP P241, от французского Étages d'Accélération à Poudre ) на многоразовые жидкостные ракетные ускорители . Эти ускорители обеспечивали бы основную тягу во время взлета. После разделения они возвращались бы на космодром во Французской Гвиане для посадки. Этот режим работы с вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой ( VTHL ) позволил бы жидкостным ускорителям с обратным вылетом продолжать работу из Гвианского космического центра , тем самым избегая каких-либо серьезных изменений в профиле подъема Ariane 5. Характеристики полезной нагрузки ракеты-носителя варианта Cryogenic Evolution type-A (ECA) увеличились бы с 10 500 кг (23 100 фунтов) до 12 300 кг (27 100 фунтов). [3] [4] : 214
В эталонной конструкции каждый LFBB состоит из трех двигателей, установленных по кругу в кормовой части транспортного средства. Каждый двигатель представляет собой двигатель Vulcain с уменьшенной степенью расширения . Дополнительные три турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателя , установленные в носовой части, обеспечивают питание для обратного полета. Фюзеляж имеет длину 41 м (135 футов) с внешним диаметром бака 5,45 м (17,9 фута), специально разработанный для соответствия существующей основной ступени Ariane 5 и для снижения производственных затрат. Была выбрана конфигурация низкорасположенного крыла V-образного хвостового оперения [4] с размахом крыла приблизительно 21 м (69 футов) и площадью 115 м 2 (1240 кв. футов). [2] Аэродинамический профиль был основан на трансзвуковом профиле от Королевского авиационного учреждения (RAE 2822). Полная стартовая масса (GLOW) каждого ускорителя составляет 222,5 тонны (245,3 коротких тонны), с 54 тоннами (60 коротких тонн) после отделения и 46,2 тонны (50,9 коротких тонн) сухой массы. Для сравнения, GLOW для EAP P241 составляет 273 тонны (301 короткая тонна). [4] : 209, 210, 214
Ракета-носитель была спроектирована с четырьмя независимыми двигательными установками, первая из которых – основная ракетная двигательная установка – будет основана на трех двигателях Vulcain с карданным подвесом , работающих на 168 500 кг (371 500 фунтов) топлива. Вторая, турбовентиляторные двигатели Eurojet EJ200 fly-back будут работать на водороде для уменьшения массы топлива. Кроме того, десять двигателей мощностью 2 кН (450 фунтов силы ), размещенных по обе стороны транспортного средства, будут использоваться системой управления реакцией . Наконец, четвертая двигательная установка будет основана на твердотопливных ракетных двигателях, которые отделяют ускорители от основной ступени. Увеличенная версия двигателей, используемых в существующих ускорителях EAP, будет установлена в крепежном кольце и внутри основной конструкции крыла. [4] : 211, 212
Типичный профиль миссии начинается с зажигания основной ступени и обоих ускорителей, за которым следует ускорение до 2 км/с (1,2 мили/с) и затем разделение на высоте 50 км (31 миля). По мере того как основная ступень продолжает свой полет на орбиту, ускорители следуют по баллистической траектории , достигая высоты 90–100 км (56–62 мили). После входа в атмосферу с низкой энергией ускорители достигают более плотных слоев атмосферы, где они выполняют поворот в сторону целевого аэродрома. Планирование продолжается до тех пор, пока они не достигнут высоты, которая является оптимальной для включения турбовентиляторных двигателей и выхода на крейсерский полет . В этот момент, примерно в 550 км (340 миль) от точки запуска, ускорители будут лететь над Атлантическим океаном . Обратный круиз в аэропорт требует около 3650 кг (8050 фунтов) водородного топлива и занимает более двух часов. Шасси раскрывается, и каждый ускоритель приземляется автономно. После разделения ракеты-носители не подвергаются угрозе столкновения до тех пор, пока не приземлятся, из-за небольших различий в их первоначальных траекториях полета. [3] [4] : 215
Разработка жидкостных ускорителей обратного полета имеет потенциал для создания трех дополнительных космических транспортных систем с целью увеличения производства и создания экономии за счет масштаба . Целью проекта LFBB в DLR было снижение эксплуатационных расходов Ariane 5 и разработка будущих производных, включая многоразовую первую ступень малой и средней ракеты-носителя, сверхтяжелую ракету-носитель, способную поднять 67 тонн (74 коротких тонны) [2] на низкую околоземную орбиту , и многоразовую двухступенчатую ракету- носитель для вывода на орбиту. [11] Первоначально LFBB будут использоваться только на Ariane 5. Со временем альтернативные конфигурации могут постепенно вывести из эксплуатации Arianespace Soyuz и Vega . [4] : 215
LFBB изучался с тремя верхними ступенями композитов, чтобы достичь конфигурации многоразовой первой ступени (RFS). Первая была производной Vega со второй ступенью Zefiro 23 , третьей ступенью Zefiro 9 и верхней ступенью AVUM. С заменой ступени P80 на LFBB полезная нагрузка на солнечно-синхронную орбиту (SSO) увеличится до 1882 кг (4149 фунтов) по сравнению с 1450 кг (3200 фунтов) у Vega. Вторая была производной Ariane 4 под названием H-25. Она была основана на верхней ступени H10 с ракетным двигателем Vinci и 25 тоннами (28 коротких тонн) криогенного топлива . В зависимости от метода торможения полезная нагрузка на SSO составляет от 1481 до 2788 кг (от 3265 до 6146 фунтов). Третья — большая криогенная верхняя ступень, названная H-185, на основе альтернативной, еще не разработанной главной ступени Ariane 5 с 185 тоннами (204 коротких тонны) криогенного топлива. Ее полезная нагрузка на SSO составляет 5000 кг (11000 фунтов). [4] : 216
Две из более легких конфигураций (Zefiro 23 и H-25) используют верхние ступени, установленные на верхней части ускорителя. Из-за меньшего веса, возможно, потребовалось бы уменьшить количество топлива в ускорителе, чтобы гарантировать, что скорость разделения, траектория полета и вход в атмосферу не превысят проектные пределы. В случае H-25, возможно, потребовалось бы разогнать ускорители обратного хода до скорости более 2 км/с (1,2 мили/с), чтобы помочь верхней ступени достичь желаемой орбиты. Следовательно, были предложены два решения для замедления ускорителей после разделения. Первый вариант заключался в их активном замедлении с использованием 10 тонн (11 коротких тонн) топлива и снижении скорости на 300 м/с (980 футов/с). Однако характеристики запуска упали бы ниже, чем у производной Vega. Другой вариант — использовать аэродинамические силы для замедления. Однако гиперзвуковой парашют был сочтен слишком дорогим и слишком сложным. В результате был предложен альтернативный баллют . Моделирование динамики полета показало, что баллют с поперечным сечением 45 м 2 (480 кв. футов) обеспечивает наилучший компромисс между нагрузками на ускоритель и замедлением аэродинамическими силами. В этой конфигурации можно было достичь пусковых характеристик до 2788 кг (6146 фунтов), отчасти благодаря более высокой скорости разделения. [4] : 216
Самая тяжелая конфигурация использует один ускоритель с асимметрично установленной, большой, одноразовой криогенной ступенью, обозначенной как H-185. Она была предложена как будущий вариант основной ступени Ariane 5 (H158), в конечном итоге предназначенный для поэтапного отказа от основной ступени в стандартной конфигурации запуска с LFBB. H-185 будет использовать новый главный двигатель Vulcain 3 с увеличенной вакуумной тягой. При запуске с одним ускорителем обе ступени будут работать параллельно и будут доставлены на орбиту 180 на 800 км (110 на 500 миль) перед разделением. Оставшаяся верхняя составная ступень будет весить 7360 кг (16230 фунтов) с полезной нагрузкой 5000 кг (11000 фунтов) для SSO. При запуске на низкую околоземную орбиту масса полезной нагрузки может быть увеличена до более чем 10000 кг (22000 фунтов). [4] : 215–217
Пусковая установка сверхтяжелой грузоподъемности (SHLL) будет состоять из новой криогенной основной ступени, пяти жидкостных ускорителей обратного полета и ступени повторного воспламенения. Эта конфигурация была разработана для обеспечения расширенных возможностей для сложных миссий, включая пилотируемые исследования Луны и Марса , а также запуск больших спутников на солнечных батареях. [3] : 15
Новая основная ступень будет иметь высоту 28,65 м (94,0 фута) и диаметр 10 м (33 фута), подавая 600 тонн (660 коротких тонн) LOX / LH 2 на три двигателя Vulcain 3. Увеличенная окружность основной ступени позволяет интегрировать пять LFBB с убирающимися или изменяемой геометрией крыльев . Верхняя ступень будет производной от Ariane 5 ESC-B, с размером, увеличенным до 5,6 м × 8,98 м (18,4 фута × 29,5 фута), и усиленной для выдерживания более высоких нагрузок. Было доказано, что двигатель Vinci достаточно мощный для орбитального вывода . Полезная нагрузка будет заключена в обтекатель размером 8 м × 29,5 м (26 футов × 97 футов) . Ракета-носитель будет иметь общую высоту 69 м (226 футов) и массу 1900 тонн (2100 коротких тонн). Полезная нагрузка на НОО составит 67 280 кг (148 330 фунтов). [4] : 218
При запуске на низкую околоземную переходную орбиту размером 200 км × 600 км (120 миль × 370 миль) LFBB будут разделяться на высоте 51 км (32 мили) со скоростью 1,55 км/с (0,96 мили/с). Чтобы избежать одновременного разделения всех ускорителей, можно использовать либо перекрестную подачу на основную ступень, либо дросселирование . Обратный полет ускорителей потребует приблизительно 3250 кг (7170 фунтов) топлива, включая 30% резерва. [4] : 218–219
Вариант многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя (TSTO) LFBB планировалось реализовать примерно через 15 лет после добавления LFBB к Ariane 5. [4] : 216 Однако был завершен только предварительный анализ TSTO. Предлагаемая конфигурация состояла из двух ускорителей с убирающимися крыльями, прикрепленными к внешнему топливному баку, и многоразового орбитального аппарата с фиксированными крыльями, несущего полезную нагрузку наверху. Во время миссий на геостационарную переходную орбиту (GTO) будет использоваться дополнительная, расширяемая верхняя ступень. [4] : 219
Внешний бак, являющийся ядром системы, будет иметь диаметр 5,4 метра (18 футов) и высоту 30,5 метра (100 футов), перевозя 167,5 тонн (184,6 коротких тонн) топлива. Присоединённый орбитальный аппарат будет иметь высоту 28,8 метра (94 фута) и диаметр 3,6 метра (12 футов), перевозя 50 тонн (55 коротких тонн) топлива. Крепление обтекателя полезной нагрузки на вершине орбитального аппарата будет иметь размеры 5,4 на 20,5 метра (18 футов × 67 футов). Для миссий на НОО ракета-носитель будет иметь высоту 57,3 метра (188 футов) с общей стартовой массой 739,4 тонны (815,0 коротких тонн). Полезная нагрузка на НОО составит 12 800 кг (28 200 фунтов) с увеличением до 8 500 кг (18 700 фунтов) на ГПО при использовании разворачиваемой верхней ступени. [4] : 219
