La conquête de l'espace est devenue l'une des réalisations les plus importantes et les plus marquantes de l'humanité. La création de lanceurs et de l'infrastructure pour leur lancement a nécessité des efforts considérables de la part des principaux pays du monde. À notre époque, il existe une tendance à créer des lanceurs entièrement réutilisables capables d'effectuer des dizaines de vols dans l'espace. Leur développement et leur fonctionnement nécessitent encore d'énormes ressources, qui ne peuvent être allouées que par les États ou les grandes entreprises (là encore, avec le soutien de l'État).
Au début du XXIe siècle, l'amélioration et la miniaturisation des composants électroniques ont permis de créer des satellites de petite taille (appelés « microsatellites » et « nanosatellites »), dont la masse est de l'ordre de 1-100 kg. Depuis peu, on parle de « picosatellites » (pesant de 100 g à 1 kg) et de « satellites femto » (pesant moins de 100 g). De tels satellites peuvent être lancés en tant que cargaison de groupage de différents clients ou en tant que charge de passage vers un "grand" vaisseau spatial (SC). Cette méthode de lancement n'est pas toujours pratique, car les fabricants de nanosatellites (dans ce qui suit nous utiliserons cette appellation pour toutes les dimensions d'engins spatiaux ultra-petits) doivent s'adapter au calendrier des clients pour le lancement de la cargaison principale, ainsi qu'en raison de différences dans les orbites de lancement.
Cela a conduit à l'émergence d'une demande pour des véhicules de lancement ultra-petits capables de lancer des engins spatiaux pesant environ 1 à 100 kg.
DARPA et KB "MiG"
Il y avait et sont en cours de développement de nombreux projets de lanceurs ultralégers - avec lancement au sol, aérien et maritime. En particulier, l'agence américaine DARPA travaillait activement sur le problème du lancement rapide d'engins spatiaux ultra-petits. On peut notamment rappeler le projet ALASA, lancé en 2012, dans le cadre duquel il était prévu de créer une fusée de petite taille conçue pour être lancée depuis un chasseur F-15E et lancer des satellites pesant jusqu'à 45 kg en orbite basse de référence. (LEO).
Le moteur-fusée installé sur la fusée devait fonctionner au monergol NA-7, notamment du monopropylène, du protoxyde d'azote et de l'acétylène. Le coût de lancement ne devait pas dépasser 1 million de dollars. Vraisemblablement, ce sont des problèmes de carburant, en particulier avec sa combustion spontanée et sa tendance à exploser, qui ont mis fin à ce projet.
Un projet similaire était en cours d'élaboration en Russie. En 1997, le bureau d'études MiG, en collaboration avec KazKosmos (Kazakhstan), a commencé à développer un système de lancement de charge utile (PN) utilisant un intercepteur MiG-31I converti (Ishim). Le projet a été développé sur la base du travail de base pour la création d'une modification anti-satellite du MiG-31D.
La fusée à trois étages, lancée à une altitude d'environ 17 000 mètres et à une vitesse de 3 000 km/h, était censée fournir une charge utile de 160 kg en orbite à une altitude de 300 kilomètres, et une charge utile de 120 kg en orbite à 600 kilomètres d'altitude.
La situation financière difficile de la Russie à la fin des années 90 et au début des années 2000 n'a pas permis de réaliser ce projet en métal, même s'il est possible que des obstacles techniques surviennent dans le processus de développement.
Il y avait beaucoup d'autres projets de lanceurs ultralégers. Leur caractéristique distinctive peut être considérée comme le développement de projets par des structures étatiques ou de grandes entreprises (pratiquement « d'État »). Des plates-formes complexes et coûteuses telles que des chasseurs, des bombardiers ou des avions de transport lourds devaient souvent être utilisées comme plates-formes de lancement.
Tout cela a compliqué le développement et augmenté le coût des complexes, et maintenant le leadership dans la création de lanceurs ultralégers est passé entre les mains de sociétés privées.
Laboratoire de fusée
L'un des projets de fusées ultralégers les plus réussis et les plus connus peut être considéré comme le lanceur "Electron" de la société américano-néo-zélandaise Rocket Lab. Cette fusée à deux étages d'une masse de 12 550 kg est capable de lancer 250 kg de PS ou 150 kg de PS sur une orbite héliosynchrone (SSO) à une altitude de 500 kilomètres en LEO. La société prévoit de lancer jusqu'à 130 missiles par an.
La conception de la fusée est en fibre de carbone; les moteurs à réaction à propergol liquide (LRE) sont utilisés sur un couple carburant kérosène + oxygène. Pour simplifier et réduire le coût de la conception, il utilise des batteries lithium-polymère comme source d'alimentation, des systèmes de contrôle pneumatique et un système de déplacement de carburant des réservoirs, fonctionnant à l'hélium comprimé. Dans la fabrication de moteurs de fusée à propergol liquide et d'autres composants de fusée, les technologies additives sont activement utilisées.
On peut noter que la première fusée de Rocket Lab était la fusée météorologique Kosmos-1 (Atea-1 en langue maorie), capable de soulever 2 kg de charge utile à une altitude d'environ 120 kilomètres.
Lin Industriel
L'"analogue" russe de Rocket Lab peut être appelé la société "Lin Industrial", qui développe des projets à la fois pour la fusée suborbitale la plus simple capable d'atteindre une altitude de 100 km, et des lanceurs conçus pour fournir des charges utiles à LEO et SSO.
Bien que le marché des missiles suborbitaux (principalement comme les fusées météorologiques et géophysiques) soit dominé par des solutions avec des moteurs à combustible solide, Lin Industrial construit sa fusée suborbitale à base de moteurs de fusée à carburant liquide alimentés au kérosène et au peroxyde d'hydrogène. Cela est probablement dû au fait que Lin Industrial voit sa principale direction de développement dans le lancement commercial du lanceur en orbite, et la fusée suborbitale à propergol liquide est plus susceptible d'être utilisée pour développer des solutions techniques.
Le projet principal de Lin Industrial est le lanceur ultraléger Taimyr. Initialement, le projet prévoyait une disposition modulaire avec une disposition série-parallèle de modules, qui permet la formation d'un lanceur avec la possibilité de sortir une charge utile pesant de 10 à 180 kg à LEO. Le changement de la masse minimale du lanceur lancé devait être assuré en modifiant le nombre d'unités de missiles universels (UBR) - URB-1, URB-2 et URB-3 et l'unité de fusée RB-2 du troisième étage.
Les moteurs du lanceur Taimyr doivent fonctionner au kérosène et au peroxyde d'hydrogène concentré; le carburant doit être alimenté par déplacement avec de l'hélium comprimé. La conception devrait largement utiliser des matériaux composites, notamment des plastiques renforcés de fibres de carbone et des composants imprimés en 3D.
Plus tard, la société Lin Industrial a abandonné le schéma modulaire - le lanceur est devenu un lanceur à deux étages, avec un agencement séquentiel d'étapes, à la suite duquel l'apparence du lanceur Taimyr a commencé à ressembler à l'apparence du lanceur Electron en Laboratoire de fusée. Aussi, le système de déplacement à l'hélium comprimé a été remplacé par une alimentation en carburant à l'aide de pompes électriques alimentées par des batteries.
Le premier lancement du Taimyr LV est prévu pour 2023.
IHI Aérospatiale
L'un des lanceurs ultralégers les plus intéressants est la fusée japonaise à propergol solide à trois étages SS-520 fabriquée par IHI Aerospace, créée sur la base de la fusée géophysique S-520 en ajoutant un troisième étage et un raffinement correspondant des systèmes embarqués. La hauteur de la fusée SS-520 est de 9,54 mètres, le diamètre est de 0,54 mètre, le poids de lancement est de 2600 kg. La masse de la charge utile livrée à LEO est d'environ 4 kg.
Le corps du premier étage est en acier à haute résistance, le deuxième étage est en composite de fibre de carbone, le carénage de tête est en fibre de verre. Les trois étapes sont des combustibles solides. Le système de contrôle du SS-520 LV est périodiquement allumé au moment de la séparation des premier et deuxième étages, et le reste du temps, la fusée est stabilisée par rotation.
Le 3 février 2018, le SS-520-4 LV a lancé avec succès un satellite TRICOM-1R d'une masse de 3 kilogrammes, conçu pour démontrer la possibilité de créer un vaisseau spatial à partir de composants électroniques grand public. Au moment du lancement, le SS-520-4 LV était le plus petit lanceur au monde, inscrit dans le Livre Guinness des records.
La création de lanceurs ultra-petits basés sur des fusées météorologiques et géophysiques à propergol solide peut être une direction plutôt prometteuse. De tels missiles sont faciles à entretenir, peuvent être stockés longtemps dans des conditions garantissant leur préparation au lancement dans les plus brefs délais.
Le coût d'un moteur de fusée peut représenter environ 50 % du coût d'une fusée et il est peu probable qu'il soit possible d'atteindre un chiffre inférieur à 30 %, même en tenant compte de l'utilisation de technologies additives. Dans les lanceurs à propergol solide, un oxydant cryogénique n'est pas utilisé, ce qui nécessite des conditions particulières de stockage et de ravitaillement juste avant le lancement. Parallèlement, pour la fabrication de charges propulsives solides, des technologies additives sont également en cours de développement qui permettent « d'imprimer » des charges de carburant de la configuration requise.
Les dimensions compactes des lanceurs ultralégers simplifient leur transport et permettent un lancement depuis différents points de la planète pour obtenir l'inclinaison orbitale requise. Pour les lanceurs ultralégers, une plate-forme de lancement beaucoup plus simple est requise que pour les "grosses" fusées, ce qui la rend mobile.
Existe-t-il des projets de tels missiles en Russie et sur quelle base peuvent-ils être mis en œuvre ?
En URSS, un nombre important de fusées météorologiques ont été produites - MR-1, MMP-05, MMP-08, M-100, M-100B, M-130, MMP-06, MMP-06M, MR-12, MR -20 et fusées géophysiques - R-1A, R-1B, R-1V, R-1E, R-1D, R-2A, R-11A, R-5A, R-5B, R-5V, "Vertical", K65UP, MR-12, MR-20, MN-300, 1Ya2TA. Beaucoup de ces conceptions étaient basées sur des développements militaires dans les missiles balistiques ou les anti-missiles. Au cours des années d'exploration active de la haute atmosphère, le nombre de lancements a atteint 600 à 700 fusées par an.
Après l'effondrement de l'URSS, le nombre de lancements et de types de missiles a été radicalement réduit. À l'heure actuelle, Roshydromet utilise deux complexes - le MR-30 avec la fusée MN-300 développé par le NPO Typhoon / OKB Novator et le missile météorologique MERA développé par KBP JSC.
MR-30 (MN-300)
Le missile du complexe MR-30 permet de soulever de 50 à 150 kg d'équipements scientifiques à une altitude de 300 kilomètres. La longueur de la fusée MN-300 est de 8012 mm avec un diamètre de 445 mm, le poids de lancement est de 1558 kg. Le coût d'un lancement de la fusée MN-300 est estimé à 55-60 millions de roubles.
Sur la base de la fusée MN-300, la possibilité de créer un ultra-petit lanceur IR-300 en ajoutant un deuxième étage et un étage supérieur (en fait, un troisième étage) est à l'étude. C'est, en fait, qu'il est proposé de répéter l'expérience plutôt réussie de la mise en œuvre du lanceur ultraléger japonais SS-520.
Dans le même temps, certains experts expriment l'opinion que puisque la vitesse maximale de la fusée MN-300 est d'environ 2000 m / s, alors pour obtenir la première vitesse cosmique d'environ 8000 m / s, ce qui est nécessaire pour mettre le lanceur en orbite, cela peut nécessiter une révision trop sérieuse du projet initial., qui est essentiellement le développement d'un nouveau produit, ce qui peut entraîner une augmentation du coût de lancement de presque un ordre de grandeur et le rendre non rentable par rapport aux concurrents.
MESURE
La fusée météorologique MERA est conçue pour soulever une charge utile de 2 à 3 kg à une altitude de 110 kilomètres. La masse de la fusée MERA est de 67 kg.
A première vue, la fusée météorologique MERA est absolument inadaptée pour servir de base à la création d'un lanceur ultraléger, mais en même temps, certaines nuances permettent de remettre en cause ce point de vue.
Le missile météorologique MERA est un bicalibre à deux étages, et seul le premier étage remplit la fonction d'accélération, le second - après séparation, vole par inertie, ce qui rend ce complexe similaire aux missiles guidés anti-aériens (SAM) de la Tunguska et Complexes de missiles anti-aériens et de canons Pantsir (ZRPK). En fait, sur la base des missiles pour les systèmes de missiles de défense aérienne de ces complexes, la fusée météorologique MERA a été créée.
Le premier étage est un corps composite dans lequel est placée une charge propulsive solide. En 2,5 secondes, le premier étage accélère la fusée météorologique à une vitesse de 5M (vitesses du son), soit environ 1500 m/s. Le diamètre du premier étage est de 170 mm.
Le premier étage de la fusée météorologique MERA, réalisé par enroulement d'un matériau composite, est extrêmement léger (par rapport aux structures en acier et en aluminium de dimensions similaires) - son poids n'est que de 55 kg. De plus, son coût devrait être nettement inférieur à celui des solutions en fibre de carbone.
Sur cette base, on peut supposer que sur la base du premier étage de la fusée météorologique MERA, un module de fusée unifié (URM) peut être développé, conçu pour la formation par lots d'étages de lanceurs ultralégers
En fait, il y aura deux de ces modules, ils différeront dans la tuyère d'un moteur-fusée, optimisés, respectivement, pour un fonctionnement dans l'atmosphère ou dans le vide. À l'heure actuelle, le diamètre maximal des boîtiers fabriqués par JSC KBP par la méthode du bobinage est supposément de 220 mm. Il est possible qu'il existe une faisabilité technique de fabrication de boîtiers composites d'un diamètre et d'une longueur plus importants.
En revanche, il est possible que la solution optimale soit la fabrication de coques dont la taille sera unifiée avec n'importe quelle munition pour le système de missiles de défense aérienne Pantsir, les missiles guidés du complexe Hermès ou les fusées météorologiques MERA, qui réduire le coût d'un seul produit en augmentant le volume de sortie en série du même type de produits.
Les étages du lanceur devraient être recrutés dans l'URM, fixés en parallèle, tandis que la séparation des étages s'effectuera transversalement - la séparation longitudinale de l'URM dans l'étage n'est pas prévue. On peut supposer que les étages d'un tel lanceur auront une masse parasite importante par rapport à un corps monobloc de plus grand diamètre. C'est en partie vrai, mais le faible poids du boîtier en matériaux composites permet de pallier largement cet inconvénient. Il peut s'avérer qu'un boîtier de grand diamètre, réalisé avec une technologie similaire, sera beaucoup plus difficile et coûteux à fabriquer, et ses parois devront être rendues beaucoup plus épaisses pour assurer la rigidité nécessaire de la structure que celle des URM connectés par un package, de sorte qu'au final il y a beaucoup de monoblocs et les solutions package seront comparables à un coût moindre de ces derniers. Et il est fort probable qu'un boîtier monobloc en acier ou en aluminium soit plus lourd qu'un boîtier composite emballé.
La mise en parallèle de l'URM peut être réalisée à l'aide d'éléments fraisés composites plats situés dans les parties supérieure et inférieure de la marche (aux points de rétrécissement du corps de l'URM). Si nécessaire, des chapes supplémentaires en matériaux composites peuvent être utilisées. Pour réduire le coût de la structure, des matériaux industriels technologiques et bon marché, des adhésifs à haute résistance doivent être utilisés autant que possible.
De même, les étages BT peuvent être reliés entre eux par des éléments composites tubulaires ou de renfort, et la structure peut être indissociable, lorsque les étages sont séparés, les éléments porteurs peuvent être détruits par des charges pyrotechniques de manière contrôlée. De plus, pour augmenter la fiabilité, les pyrocharges peuvent être localisées en plusieurs points séquentiels de la structure de support et être initiées à la fois par allumage électrique et par allumage direct à partir de la flamme des moteurs de l'étage supérieur, lorsqu'ils sont allumés (pour le tir l'étage inférieur si l'allumage électrique ne fonctionnait pas).
Le lanceur peut être contrôlé de la même manière que sur le lanceur ultraléger japonais SS-520. L'option d'installer un système de contrôle radiocommande, similaire à celui installé sur le système de missile de défense aérienne Pantsir, peut également être envisagée pour corriger le lancement du lanceur au moins sur une partie de la trajectoire de vol (et éventuellement à toutes les étapes de le vol). Potentiellement, cela réduira la quantité d'équipements coûteux à bord d'une fusée à usage unique en les transportant vers un véhicule de contrôle « réutilisable ».
On peut supposer que, compte tenu de la structure de support, des éléments de connexion et du système de contrôle, le produit final sera capable de livrer une charge utile pesant de plusieurs kilogrammes à plusieurs dizaines de kilogrammes à LEO (selon le nombre de modules de fusée unifiés dans les étapes) et concurrencer l'ultra-léger japonais SS-LV.520 et d'autres lanceurs ultralégers similaires développés par des sociétés russes et étrangères.
Pour une commercialisation réussie du projet, le coût estimé du lancement du lanceur ultraléger MERA-K ne devrait pas dépasser 3,5 millions de dollars (il s'agit du coût de lancement du lanceur SS-520).
En plus des applications commerciales, le lanceur MERA-K peut être utilisé pour le retrait d'urgence d'engins spatiaux militaires, dont la taille et le poids diminueront également progressivement.
De plus, les développements obtenus lors de la mise en œuvre du lanceur MERA-K peuvent être utilisés pour créer des armes avancées, par exemple, un complexe hypersonique avec une ogive conventionnelle sous la forme d'un planeur compact, qui est largué après le lancement du lancement. véhicule jusqu'au point supérieur de la trajectoire.
