Дешёвое выведение грузов на опорную орбиту. Какие из вариантов наиболее реальны. Орбиты вокруг земли Выведение космических аппаратов на орбиту

Для выведения двух КА рассматривается однопусковая схема с использованием РН “СОЮЗ” и РБ “ФРЕГАТ”. На рисунке 10 показана схема выведения первого КА на рабочую орбиту. РН выводит головную часть (КА и РБ) на круговую опорную орбиту ИСЗ высотой 200 км. На первом витке опорной орбиты производится первое включение РБ (

V 1 ), в результате чего головная часть переводится на первую переходную орбиту, у которой высота апогея равна 350 км, а аргумент перигея отличается от аргумента перигея рабочей орбиты первого типа на 180° .

На этой орбите в районе апогея производится второе включение РБ

(V 2 ) и головная часть переводится на вторую переходную орбиту. Высота апогея этой орбиты равна высоте апогея рабочей орбиты первого типа. После этого первый КА, выводимый на рабочую орбиту первого типа, отделяется от разгонного блока. Дальнейшие маневры этого КА осуществляются с помощью собственной двигательной установки. Подробное изложение этого этапа приведено в разделе 3 .8.

РБ с оставшимся вторым КА продолжает формирование экваториальной рабочей орбиты. На рисунке 11 схематически показан этот этап формирования рабочей орбиты экваториального КА. Для этого в районе нисходящего узла второй переходной орбиты производится третье включение ДУ РБ и головная часть переводится на четвертую переходную орбиту, которая расположена практически в плоскости экватора Земли. После этого второй КА, выводимый на рабочую приэкваториальную орбиту, отделяется от разгонного блока. Дальнейшие маневры этого КА осуществляются с помощью

собственной двигательной установки. Подробное изложение этого этапа приведено в разделе 3

.8. На этом задачи разгонного блока исчерпаны.

Энергетические затраты РБ “Фрегат” и ДУ КА при формировании рабочих орбит сведены в таблицу 5.

Таблица 5

	Назначение	Величина, м/с
	Формирование первой переходной орбиты
	Формирование второй переходной орбиты
	Формирование третьей переходной орбиты
	Суммарные затраты РБ “Фрегат”
	Формирование рабочей орбиты 1-го КА (ДУ 1-го КА)
	Формирование рабочей орбиты 2-го КА (ДУ 2-го КА)
	Коррекции фазирования 1-го и 2-го КА	По 20.0 на каждый КА
	Коррекции рабочих орбит 1-го и 2-го КА (примерно раз в месяц в течении 3 лет)	По 110.0 на каждый КА

При выведении спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой.

Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя, обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п.

На рис. 34 показана схема запуска корабля-спутника «Восток». На корабле «Восток» 12 апреля 1961 г. Ю. А. Гагарин совершил первый в истории пилотируемый орбитальный полет.

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость ракеты-носителя будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального. В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота (такие объекты и не регистрируются в качестве спутников).

Если запланированная орбита расположена достаточно высоко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за них

полученная орбита, даже если она не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных научных целей.

Рис. 34. (см. скан) Схемы ракет-носителя «Восток», «союз» и этапов выведения на орбиту корабля «Восток» - 1 - один из четырех боковых блоков первой ступени, 2 - центральный блок (вторая ступень), 3 - третья ступень ракеты «Восток», 4 - головной обтекатель ракеты «Восток», 5- третья ступень ракеты «Союз», 6 - корабль «Союз», 7 - головной обтекатель ракеты Участок выведения на орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При достаточно высоком

перигее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более в длину.

Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную кривую, расположена вблизи плоскости орбиты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклон плоскости орбиты равен широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклон орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении, когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклон должен быть больше 90°).

Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее.

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться на совсем разных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей (вспомним рис. 17 в § 5 гл. 2). По такому методу были в январе 1964 г. запущены советские спутники «Электрон-1, -2» для изучения внутренней и внешней частей пояса радиации (перигеи на высотах 406 и 460, а апогеи - 7100 и 68 200 км соответственно).

Все сказанное выше справедливо и в том случае, если вместо ракеты-носителя используется аппарат многоразового употребления - орбитальный самолет, пилотируемый человеком (см. § 4 гл. 7).

Вернемся на время к проекту №7 «Супернебоскреб». Представим себе, что мы находимся в нашем супернебоскребе на высоте h > 35,9·10 3 км над поверхностью Земли, то есть стоим на потолке вниз головой. Ясно, что на тот же потолок мы можем без проблем положить тот самый массивный шар, о котором говорит барон. Если мы теперь привяжем этот шар легким и прочным тросом к полу, то трос будет натянут (рис. 8.1). То есть шар будет иметь «желание» упасть на потолок, на котором мы стоим.

Если мы теперь выбросим конец троса в окно так, чтобы его нижний конец достал до земли и у самой земли закрепим конец троса, то шар натянет весь трос (если, конечно, масса троса значительно меньше массы шара).

Теперь привяжем к нижнему концу троса спутник, который мы собираемся вывести на орбиту, а потолок, на котором стоит шар, аккуратно раздвинем. Тогда шар начнет сам (!) подниматься вверх, увлекая за собой привязанный внизу спутник. И, заметьте, никакой энергии к нашему шару со стороны мы вроде бы не подводим!

Подождем, когда наш спутник поднимется на высоту h = 35,9·10 3 км (именно на этой высоте тела находятся в невесомости), остановим его, отсоединим от троса и... легким толчком аккуратно вытолкнем в окно. И наш спутник сразу же станет реальным спутником Земли, который движется по так называемой геостационарной орбите: он совершает вращение вокруг центра Земли с периодом обращения 24 ч и при этом всё время как бы «висит» над одной и той же точкой земной поверхности.

Заметим, что с точки зрения физики этот спутник ничем не будет отличаться от жильца, который будет висеть между полом и потолком в своей квартире, расположенной на высоте h = 35,9·10 3 км над поверхностью Земли! Так что теоретически замысел барона совершенно правильный.

Теперь ответим на вопросы его оппонентов.

Инженер интересуется, какой высоты должна быть наша башня. Ясно, что значительно выше 35,9·10 3 км. Причем чем выше - тем лучше. Ведь чем больше расстояние от шара до центра Земли, тем сильнее центробежный эффект!

Бизнесмен весьма оптимистически надеется, что данная башня позволит сэкономить кучу денег на запуске космических ракет. Он, безусловно, прав, но с одной маленькой оговоркой: экономия начнется после того , как башня будет построена, а до того - одни сплошные расходы. Есть основания полагать, что подобное строительство - довольно затратное мероприятие.

Самое серьезное возражение высказал Профессор: он полагает, что предложенный проект - это проект очередного вечного двигателя, который производит работу, не потребляя никакой энергии. А сам факт существования вечного двигателя противоречит закону сохранения энергии!

Профессор прав: вечный двигатель в принципе невозможен, но предложенная модель - это не вечный двигатель. На самом деле подъем шара вверх за счет центробежного эффекта происходит за счет энергии вращения Земли. То есть чем выше будет подниматься шар по нашей башне, тем медленнее будет вращаться Земля вокруг своей оси! Докажем это.

К сожалению, в последнее время тема различных аварий при выведении космических аппаратов не теряет актуальности, поэтому (исходя из собственного опыта) хотелось бы рассказать о том, какие задачи решают инженеры при возникновении такой нештатной ситуации. В статье рассказывается о возможных вариантах развития событий в случае нештатного выведения космического аппарата на примере завершения функционирования телекоммуникационного спутника «Экспресс - АМ4» после отказа разгонного блока «Бриз-М». Также немного расскажу о том, что делается в мире для уменьшения рисков столкновения космических аппаратов при нештатном выведении.

Введение

Для начала стоит сказать пару слов о себе. Основной моей работой является баллистическое обеспечение спуска пилотируемых и непилотируемых космических аппаратов на Землю. Сюда относятся как непосредственная оперативная работа, так и разработка для нее программного обеспечения.

Теперь немного определений:
Под нештатным выведением нужно понимать выведение космического аппарата на нерасчетную орбиту, на которой он может просуществовать какое-то время. Вариант, когда сразу «пошло что-то не так» рассматривать бессмысленно, так как в этом случае сделать уже ничего нельзя.

Зачем вообще нужно что-то делать с аппаратом при аварии на выведении?

В первую очередь, находясь на нерасчетной орбите космический аппарат, может представлять угрозу столкновения для других действующих аппаратов. Ну а во-вторых, в случае столкновения космического аппарата с космическим мусором (численность которого с каждым днем увеличивается), велика вероятность детонации оставшегося на борту топлива и образования большого количества осколков.

Одним из примеров нештатного выведения на орбиту был спутник «Экспресс-АМ4». В августе 2011 года он должен был быть запущен на геостационарную орбиту (высота 35786 км) для предоставления телекоммуникационных услуг населению. Однако из-за аварии разгонного блока, он остался на орбите с минимальной высотой 655 км, а максимальной 20430 км. На этой высоте спутник представлял угрозу для большого количества космических аппаратов, включая группировки GPS и ГЛОНАСС (их высота 19000 – 20000 км).

Варианты развития событий

В зависимости от вида аварии при выведении, рассматриваются 3 основных варианта дальнейшего развития событий:

1. Продолжение миссии с учетом возникшей нештатной ситуации.
2. Перевод аппарата на безопасную орбиту (орбиту захоронения).
3. Затопление аппарата в заданном районе Мирового океана.

В случае с «Экспресс-АМ4» вариант с продолжением миссии был невозможен, так как на собственных двигателях добраться до геостационарной орбиты было невозможно. В связи с этим были детально рассмотрены два последних варианта.
Начнем с безопасной орбиты (тут буквально в двух словах). Суть задачи была в том, чтобы с помощью орбитального каталога определить параметры орбиты, на которой спутник представлял бы наименьшую опасность для других космических аппаратов, а затем рассчитать схему перелета на эту орбиту с минимальными остатками топлива на борту. В итоге орбита захоронения была выбрана со следующими характеристиками: минимальная высота 12000 км, максимальная высота 15500 км. Для перелета на эту орбиту нужны были 3 включения двигателя: 1-й для повышения перигея, 2-й для понижения апогея и 3-й для полной выработки топлива и окончательного перехода на заданную орбиту.

В теории вариант с орбитой захоронения был неплох, однако с точки зрения практики он был довольно сложен в реализации (из-за особенностей интервала включения двигателей, особенностей ориентации аппарата и т.д.), да и гарантировать точный выход на заданную орбиту с полной выработкой топлива никто не смог бы. Поэтому основным вариантом стало затопление спутника в заданном районе Мирового океана.

Тут стоит немного пояснить: прежде чем сводить что-либо с орбиты, необходимо согласовать район падения с различными организациями, это нужно, прежде всего, для обеспечения безопасности местного населения. У России есть договор об использовании района Тихого океана в Южном полушарии для затопления грузовиков «Прогресс». Таким образом, при затоплении «Экспресса» в первую очередь рассматривались варианты прицеливания именно в этот район. Но из-за особенностей орбиты (аргумент широты перигея находился в Северном полушарии) использование этого района не представлялось возможным. Пришлось искать район в Северном полушарии. Ничего лучше места между Западным побережьем США и Японией не нашлось, поэтому решено было топить «Экспресс» именно там.

Также для страховки был выбран резервный район (на картинке он поменьше). Для обоснования возможности затопления спутника в эти районы, для разных временных промежутков были просчитаны траектории падания. Как видно из рисунка, все они удовлетворяли условию попадания в заданный район.

Оперативная работа

Дальше было самое интересное – непосредственная реализация. Сразу скажу, что все управление спутником осуществлялось из ЦУП г. Тулуза, и все работы проводились совместно с французскими коллегами. Утвержденная схема затопления показана на рисунке.

Немного поясню: чтобы свести космический аппарат с высокоэллиптической орбиты, необходимо затормозить его в апогее, при этом понижается перигей, и аппарат входит в плотные слои атмосферы. В данном случае тяга двигателей спутника не позволяла достаточно быстро отработать тормозной импульс, поэтому была выбрана схема, при которой спутник достигал апогея орбиты на середине работы двигательной установки. Это позволяло отрабатывать тормозной импульс с максимальной эффективностью.

Для повышения надежности, любые динамические операции на космических кораблях стараются проводить в зоне радиовидимости наземных пунктов. Так как включение двигателя происходило не над территорией России, а отечественная орбитальная группировка спутников-ретрансляторов не так хорошо развита, пришлось использовать наземные станции партнеров в г. Уралла (Австралия) и в г. Пекин (Китай). По их данным 25 марта 2012г. в расчетные времена были зафиксированы включение и выключение двигателя. После этого были проведены расчеты, которые подтвердили затопление спутника в заданном районе.

Заключение

На данном этапе развития космической техники, далеко не с каждым аппаратом можно что-либо сделать в случае нештатной ситуации при выведении. В первую очередь это связано с дороговизной каждого килограмма, выведенного на орбиту. Например, с целью повышения времени работы спутников на геостационарной орбите, на них ставят электроракетные двигательные установки, которые обладают очень малой тягой. При аварии со спутником с такими двигателями становится невозможными ни переход на безопасную орбиту, ни его затопление.

На встрече с французскими производителями спутников они выразили заинтересованность в дальнейшем исследовании возможностей парирования нештатных ситуаций при выведении. Сейчас работы ведутся в направлении исследования возможности дополнительной установки двигателей, проработки системы ориентации и еще многих других компонентов спутника. Возможно, в скором времени, на спутниках будут ставить оборудование, способное при нештатном выведении автономно принимать решения о дальнейших своих действиях.

Конечно, в одну статью не уместить все особенности возвращения космических аппаратов на Землю, но для начала, думаю, хватит.

Для выведения КА на орбиту ракета-носитель (РН) должна сообщить ему вполне определенную скорость, как по величине, так и по направлению при заданных координатах точки выведения. Это обеспечивается программой полета, реализация которой происходит при воздействии на РН органов управления.

Ракета-носитель, стартуя вертикально, выходит затем на криволинейный участок траектории полета, на протяжении которого угол наклона ее оси к местному горизонту постепенно уменьшается. В плотных слоях атмосферы РН движется по траектории, близкой к траектории с нулевой подъемной силой, т.е движение происходит с нулевым углом атаки.

Скорость, необходимая для выведения КА на круговую орбиту в центральном поле тяготения Земли (первая космическая скорость), рассчитывается по формуле

где g – ускорение свободного падения для поверхности Земли,g = 9,80665 м/с 2 ;R – средний радиус Земли, равный 6371 км;H – высота орбиты КА над поверхностью Земли.

Для поверхности Земли, как известно, первая космическая скорость равна 7,9 км/с, для км (НОО – низкая околоземная или опорная орбита)км/с, для ГСО – 3,076 км/с.

Для эллиптических орбит конечные скорости находятся в диапазоне между первой и второй космическими скоростями (7,9 … 11,2 км/с). Следует помнить, что за счет использования вращения Земли вокруг собственной оси, при запуске РН с КА в восточном направлении можно получить дополнительное приращение скорости, равное для экватора 465 м/с. Для широты космодрома Плесецк (Россия, 63°00′ с. ш. 41°00′ в. д.) – 210 м/с.

На практике реализуются различные методы выведения КА на орбиту, отличающиеся друг от друга требуемой энергией, программой изменения тяги, параметрами ступеней РН, продолжительностью выведения, и др. Однако главным требованием, обуславливающим выбор типа выведения, является минимизация энергии. Различают три основным типа вывода КА на орбиту:

– полностью активный вывод (прямое выведение);

– баллистический вывод;

– эллиптический вывод (с участком движения по перигейной круговой орбите радиуса, равного перигейному расстоянию переходной орбиты или без него).

При прямом выведении имеется лишь один активный участок, параметры движения в конце которого должны совпадать с требуемыми орбитальными параметрами КА. Это тип вывода, по сравнению с двумя последующими типами вывода является менее экономичным, поскольку с увеличением продолжительности активного участка возрастает расход энергии на преодоление гравитационных сил. Этот метод целесообразно использовать для выведения КА только на НОО (до 400 км). Здесь большое значение приобретает вопрос выбора программы движения РН, обеспечивающей минимум расхода энергии.

При баллистическом выводе реализуются траектории, представляющие собой дуги эллиптических траекторий в центральном поле тяготения. При этом вершина эллиптической траектории должна касаться орбиты, на которую выводится КА. В вершине траектории КА сообщается дополнительный импульс до требуемой орбитальной скорости (второй активный участок). Этот метод выведения по сравнению с другими обеспечивает прямую видимость во время выведения и более благоприятные условия для спасения отдельных ступеней РН, на вывод тратится меньше времени. Баллистический тип вывода несет наименьшие затраты энергии при высотах орбиты КА до 1000 км.

Эллиптический вывод – наиболее экономичный способ перевода космического аппарата с одной круговой орбиты на другую (с точки зрения затрат ракетного топлива). При эллиптическом выводе КА сначала выводится на НОО высотой 180 … 200 км, где (сразу или через определенный промежуток времени) он разгоняется до перигейной скорости переходного эллипса, в апогее которого, касающегося заданной орбиты, КА разгоняется до требуемой орбитальной скорости. Т.е. переход происходит по полуэллиптичекой траектории, которая касается внутренней (меньшей) круговой орбиты снаружи, и касается внешней (большей) круговой орбиты изнутри. Такие переходы называют полуэллиптическими или гомановскими переходами по имени немецкого ученого В. Гомана (W. Hohman), который впервые предложил использовать их для межпланетных перелетов.

Широкое применение в космонавтике находит геостационарная орбита. Наиболее выгодным с энергетической точки зрения считается выведение КА на ГСО со стартовых площадок на экваторе. Запуск КА на ГСО с космодромов России является более сложным, так как требует дополнительного изменения плоскости орбиты КА. Этот энергоемкий маневр осуществляется, как правило, специальных многократно включаемых ступеней РН – разгонных блоков. При этом используются способы выведения, включающие в себя пассивные участки и опорные орбиты. Практическое применение в настоящее время получили двух- и трехимпульсные схемы выведения, а также использование гравитационного поля Луны для поворота плоскости орбиты КА.