МЕЖОРБИТАЛЬНЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ

МАШИНОВЕДЕНИЕ, СИСТЕМЫ ПРИВОДОВ И ДЕТАЛИ МАШИН

УДК 629.78

МЕЖОРБИТАЛЬНЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ

А.С. Русских, Р.С. Загидуллин

Рассмотрены преимущества применения межорбитального транспортного аппарата с электрореактивной двигательной установкой, реализующего комбинированную схему выведения космических аппаратов на геостационарную орбиту. Представлен проектный облик межорбитального транспортного аппарата и алгоритм синтеза его проектных параметров.

Ключевые слова: межорбитальный транспортный аппарат, электрореактивный двигатель, комбинированная схема выведения, геостационарная орбита.

Современное развитие космических аппаратов (КА), функционирующих на геостационарной орбите (ГСО) характеризуется ростом их массы за счет увеличения числа антенн и топлива корректирующей двигательной установки, определяющего срок активного существования космического аппарата. В связи с этим проблема повышения эффективности выведения геостационарных спутников выходит на первый план. Заказчики делают свой выбор в пользу недорогих, но надежных изделий и способов доставки грузов на орбиту. Применение электрореактивных двигателей (ЭРД) позволяет повысить надежность средств выведения и значительно увеличить массу выводимой полезной нагрузки.

В настоящее время уже имеется опыт применения ЭРД различных типов для довыведения на ГСО и выполнения транспортных операций.

Например, КА Artemis Европейского космического агентства (ЕКА) с начальной массой 3100 кг и бортовой мощностью 4 кВт, из-за аварии верхней ступени ракеты-носителя (РН) Ariane-5 оказался на орбите с апогеем в 17487 км при необходимых 35853 км. В течение следующих дней специалистам центра управления полетами ЕКА удалось поднять аппарат на высоту до 31000 км. Следующие 5000 км аппарат преодолевал с помощью экспериментальных ионных двигателей RIT-10 мощностью 0,5 кВт и

238

тягой 18 мН. Темпы подъема составляли до 15 км в день. За время подъема были произведены испытания основных систем спутника. Время операции довыведения составило 18 месяцев.

24 октября 2011 г. успешно завершилась уникальная многомесячная операция по доставке на ГСО американского военного спутника связи ЛЕИЕ-1, запущенного еще 14 августа 2010 г.

Для штатного перевода КА стоимостью около 2 млрд $ с геопереходной орбиты наклонением 22,1° и высотой 245x50009 км на ГСО предусматривались три разгонных импульса с использованием маршевого двух-компонентного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) ВТ-4 тягой 100 фунтов (45 кгс), после которых апогей должен был подняться до 19000 км, а наклонение - уменьшиться до 6°. Дальнейшие маневры по скруглению орбиты и переводу в рабочую точку планировались на электрореактивных холловских двигателях ВРТ-4000.

Однако отказ в системе подачи топлива к двигателю ВТ-4 при двух попытках его включения заставил изобретать новую стратегию доставки аппарата на геостационарную орбиту.

На первом этапе использовались гидразиновые ЖРД системы ориентации тягой по 5 фунтов, которые включались в общей сложности около 500 раз. С их помощью перигей орбиты удалось поднять до 949 км, устранив опасность быстрого входа КА в атмосферу. К 24 сентября перигей достиг 4700 км, а наклонение удалось снизить до 15.1°.

После этого были полностью развернуты солнечные батареи спутника, и второй этап, как и планировалось изначально, был отработан на двух холловских двигателях потребляемой мощностью по 4.5 кВт и тягой 270 мН. В течение восьми месяцев, с конца октября и до июня, подняли перигей примерно до 29000 км и уменьшили наклонение до 6.2°; после этого в течение четырех месяцев довели орбиту до синхронной при наклонении 4.4°. Полное время вывдения составило 12 месяцев.

Самое же интересное (и почти невероятное) - после всех этих многомесячных усилий КА сохранил необходимый запас гидразина и ксенона для удержания в точке стояния в течение полного расчетного срока службы - 14 лет

Среди отечественных КА довыведние электроракетными двигателями применяет ОАО "ИСС им. М.Ф. Решетнева". 26 декабря 2014 года с космодрома Байконур выполнен пуск РН "Протон с РБ "Бриз-М" и КА "Экспресс-АМ5". Спутник отделился от РБ на орбите со следующими параметрами: наклонение 0,21°, высота перигея 33694,66 км, апогея -37782,33. Дальнейшее движение в точку стояния на ГСО спутник совершил за счет собственных ЭРД коррекции СПД-100 за 73 дня. Изначально разработчики рассчитывали запустить "Экспресс-АМ5" ракетой "Протон" по "южной" трассе, обеспечивающей выведение орбитального блока на опорную орбиту наклонением 48°, но в 2009 году использование данной трассы было запрещено Казахстаном после запуска Б1гее1;ТУ-12. "Экс-пресс-АМ5" пришлось перепроектировать на менее выгодную трассу с

наклонением опорной орбиты 51,5°. Масса аппарата получилась 3400 кг, а "Протон" обеспечивал выведение на ГСО лишь 3250 кг. Это заставило разработчиков КА пойти на довыведение "Экспресса" двигателями коррекции [1].

Рассмотренные случаи и тенденция увеличения массы геостационарных КА привели разработчиков к созданию межорбитальных транспортных аппаратов (МТА) с электрореактивной двигательной установкой (ЭРДУ), включающих химический разгонный блок (ХРБ) и электрореактивный транспортный модуль (ЭРТМ) и реализующих комбинированную схему выведения.

Комбинированная схема межорбитального перелёта предполагает использование на первом этапе (ХРБ) для формирования промежуточной орбиты, а на втором - ЭРТМ для доведения орбиты до целевой. В качестве целевой может рассматриваться любая, достаточно удалённая от начальной орбита, отличающаяся от неё по величине большой полуоси, наклонению и эксцентриситету. На рис. 1 представлена схема выведения КА «Экспресс- АМ5».

Выведение на промежуточнук орбиту

2-я переходная орбита

Участок перелета на ГСО с помощью ЭРДУ

Отделение

Промежуточная орбита

Рис. 1. Схема выведения КА Экспресс

Основные задачи, решаемые с использованием довыведения КА на ГСО с помощью МТА с ЭРДУ:

1) Обеспечение выведения на ГСО КА увеличенной массы с использованием существующих средств выведения тяжелого класса (альтернатива созданию новых средств выведения увеличенной грузоподъемности);

2) Обеспечение выведения на ГСО КА с использованием средств выведения среднего класса;

3) Снижение стоимости выведения на ГСО за счет использования средств выведения более легкого класса или парного (группового) выведения нескольких КА в одном пуске;

4) Обеспечение конкурентоспособности российских геостационарных КА (компенсация северного размещения космодромов);

240

5) Обеспечение резерва массы геостационарных КА для повышения их надежности, эффективности и для проведения мероприятий по им-портозамещению ЭКБ.

Таким образом, можно сделать вывод о том, что развитие космического аппаратостроения идет по пути отказа от апогейных ЖРД в пользу ЭРДУ, применение которых будет лишь расширяться с увеличением массы КА и совершенствованием ЭРД компонентов, применяемых на КА (ресурс и мощность ЭРД, солнечных батарей и т.д.). Круг задач, решаемых ЭРДУ, будет лишь увеличиваться.

Для выведения по комбинированной схеме в составе МТА используется уже эксплуатируемый ХРБ, а ЭРТМ проектируется для выполнения конкретной задач или диапазона схожих задач. Для получения проектных параметров ЭРТМ решается задача проектно-баллистической оптимизации перелета на ГСО. Для расчетов будем рассматривать сложный КА, состоящий из ХРБ, ЭРТМ и ПН. Представим стартовую массу КА как сумму масс отдельных систем:

м0 = м™ + МТХРБ + МЭЭРДУ + мДЭРДУ + мСПХУ + МТЭРДУ + м|рду + МПН, (1) где М0 - начальная масса КА; М*РБ - масса конструкции ХРБ (сухая масса); МТХРБ - масса топлива ХРБ; МЭРДУ - масса источника и преобразователя энергии ЭРДУ; М ^РДУ - масса двигательной установки ЭРДУ;

МЭПХУ - масса системы подачи и хранения рабочего тела ЭРДУ; МТЭРДУ - масса рабочего тела ЭРДУ; МКЭРДУ - масса корпуса КА, прочих элементов и систем КА с ЭРДУ; МПН - масса полезной нагрузки.

Масса конструкции ХРБ считается постоянной и равной сухой массе разгонного блока. Массы отдельных компонент КА с ЭРДУ зависят от проектных параметров. Обычно применяются следующие зависимости:

МЭЭРДУ = аЭУ N,

МДЭРДУ = Уду (р + ^УПР ) ,

МЭУ = УСПХ МТЭРДУ МКЭРДУ = у'К Р + У "К N,

М ТЭРДУ = РТм ,

с

где Р - тяга маршевых двигателей; рупР - тяга управляющих двигателей; N - мощность энергоустановки; ТМ - моторное время (полное время работы ЭРДУ); аЭУ, уДУ, уСПХ, у 'К, у"К - соответствующие удельные массовые характеристики.

Мощность энергоустановки зависит от тяги двигателей и скорости истечения рабочего тела

N=р^,

2 ПТ ППЭ

где X

P

УПР

P

характеризует относительным расход массы управляющих

двигателей, пт - тяговый коэффициент полезного действия, пПЭ - КПД преобразователя энергии.

Если из уравнения баланса масс на начальной орбите (6) выразить массу полезной нагрузки, получим следующее выражение для главного критерия оптимальности - относительной массы полезной нагрузки:

м ПН = м 0 - м *РБ - мТХРБ - м ЭЭРДУ - мЭРДУ - м СЭПХУ - М ТЭРДУ - М ^ .

TS

СПХ

К

Здесь M0, MX = fixe.

Из формул (2- 4) видно, что масса системы подачи и хранения рабочего тела ЭРДУ зависит от массы рабочего тела ЭРДУ:

М СЭПХУ = f ( МЭРДУ ). Масса топлива ХРБ равна потребной массе топлива,

определяемого величинами импульсов для перевода КА на промежуточную орбиту с любыми параметрами. Чтобы масса полезной нагрузки рабочей орбите была максимальной, необходимо обеспечить минимум массы рабочего тела ЭРДУ. Масса рабочего тела ЭРДУ, в свою очередь, определяется временем перелета. В качестве второго критерия оптимальности будем рассматривать полное время перелета ТЕ.

= ТХРБ + ТЭРДУ , ТХРБ << ТЭРДУ .

Поскольку сформулированная задача является многокритериальной, будем рассматривать задачу максимизации массы Мш^шах, при фиксированном времени перелета: Т2 = fixe, с последующим построением зависимости одного критерия от другого [1].

Если цель миссии - доставка максимально возможной полезной нагрузки с исходной на рабочую орбиту (рис. 2), то в начальный момент времени масса КА равна фиксированной стартовой массе, а в конечный момент времени Т:

M(T) = M0 - МРТ

Рис. 2. Баллистическая схема межорбитального перелета

242

Для проектно-баллистического анализа миссии КА будем использовать обозначения: a(t) - вектор ускорения от тяги, на его величину и направление могут быть наложены ограничения, связанные с конструктивными особенностями МТА; x(t) = [ r | - вектор фазовых координат МТА в

пространстве; p - вектор основных оптимизируемых проектных параметров КА.

В этих обозначениях задача проектно-баллистической оптимизации проекта сводится к определению закона управления вектором тяги КА a(t ) и проектных параметров аппарата p таких, чтобы при фиксированной стартовой массе КА на рабочую орбиту была доставлена полезная нагрузка наибольшей массы [3]:

МПН = max_ MПН(x,a,p\M0 = fixe).

a(t ), pîP, x (t) 1

Методика оптимизации баллистических параметров перелёта по комбинированной схеме выведения и расчёта проектных параметров космического аппарата с комбинированной двигательной установкой описана в работе [2].

По полученным данным Проектируется ЭРТМ. Конструктивно-компоновочная схема ЭРТМ представляет собой адаптер ПН и два отсека: приборный и энергодвигательный. Проектный облик такого ЭРТМ представлен на рис. 3.

Рис. 3. Проектный облик ЭРТМ

Адаптер ПН предназначен для конструкторской и функциональной связи полезной нагрузки с транспортным модулем. На него устанавливается выводимый КА с устройством отделения. Адаптер ПН представляет собой конструкцию из фермы и листов и обеспечивает переход от шестигранного корпуса ЭРТМ к цилиндрическому шпангоуту, на который устанавливается устройство отделения ПН

Приборный отсек (ПО) служит для размещения приборов и антенн служебных систем. Корпус приборного отсека представляет собой шестигранный каркас, закрытый со всех сторон сотопанелями, на которые устанавливаются приборы.

Энергодвигательный отсек (ЭДО) предназначен для размещения объединённой двигательной установки, энергетической установки и солнечных батарей (СБ) транспортного модуля. Обеспечивает тягу и электроснабжение транспортного модуля.

Корпус ЭДО по конструкции аналогичен корпусу ПО. На внутренних поверхностях панелей и приборной раме располагаются приборы, а на наружной - СБ.

Основное пространство энергодвигательного отсека занимает объединённая двигательная установка (ОДУ), состоящая из ЭРДУ и дополнительной двигательной установки (ДДУ). ОДУ функционально является исполнительным органом системы управления движением и навигации ЭРТМ. ДДУ предназначена для создания тяги, воздействующей на центр масс ЭРТМ или создающих управляющие моменты вокруг его центра масс.

ЭРДУ предназначена для довыведения КА на заданную орбиту и увод ЭРТМ с орбиты по истечении срока эксплуатации. Она включает четыре ЭРД СПД-140 и систему подачи и хранения рабочего тела (СПХ).

СПХ предназначена для хранения и подачи рабочего тела в ЭРД и включает в себя шесть баллонов для хранения рабочего тела (ксенона), трубопроводы с клапанами, дросселирующими устройствами, теплообменниками-газификаторами и редукторами для подачи ксенона с необходимыми характеристиками (температурой, давлением и расходом) в коллекторы ЭРД, а также датчики давления и предохранительный клапан.

СБ предназначена для преобразования электромагнитной энергии солнечного излучения в электрическую энергию и является первичным источником электроэнергии системы электроснабжения в период эксплуатации изделия на орбите, включая участок выведения.

Система обеспечения теплового режима (СОТР) в совокупности с элементами конструкции ЭРТМ предназначена для обеспечения в процессе летной эксплуатации заданного теплового режима элементов конструкции и приборно-агрегатного оборудования. Данная СОТР относится к пассивному типу. Электронагреватели СОТР используются для местного обогрева элементов ЭРТМ. Радиаторы с контурными тепловыми трубами обеспечивают локальный забор подводимого к ним тепла через контактные поверхности панелей, транспортировку и последующее излучение его с отдельных радиационных панелей в окружающее космическое пространство.

Экранно-вакуумная теплоизоляция обеспечивает сведение к минимуму теплообмена поверхностей ЭРТМ с окружающим космическим пространством.

Проектный облик МТА, включающего ХРБ и ЭРТМ представлен на

рис. 4.

Рис. 4. Проектный облик МТА

Представленный проект МТА разработан для выведения показывает возможность создания средств выведения, реализующих комбинированную схему выведения на ГСО и позволяющих значительно увеличить выводимую массу полезной нагрузки. Создание ряда модификаций ЭРТМ позволит обслуживать широкий диапазон выводимых геостационарных спутников.

Список литературы

1. Гниздор Р.Ю., Нестеренко А.Н., Митрофанова О.А. Форсирование СПД-100 по тяге // Труды МАИ. 2012. Вып. 60. С. 1-8.

2. Петрухина К.В., Салмин В.В. Оптимизация баллистических схем перелетов между некомпланарными орбитами с помощью комбинации двигателей большой и малой тяги // Известия Самарского научного центра РАН. 2010. Т. 12. №4. С.186 - 201.

3. Салмин В.В., Ишков С. А., Старинова О.Л. Выбор основных проектных характеристик и конструктивного облика межорбитальных транспортных аппаратов с электрореактивными двигательными установками с использованием системы SolidWorks: учебное пособие. Самара: Изд-во Самарский государственный аэрокосмический университет, 2006. 82 с.

Русских Антон Сергеевич, аспирант, toher007@,mail.ru, Россия, Самара, Самарский университет,

Загидуллин Радмир Салимьянович, аспирант, zagidullin_radmir@mail. ru, Россия, Самара, Самарский университет

INTERORBITAL TRANSPORT VEHICLE FOR LAUNCHING SPACECRAFT INTO

GEOSTATIONARY ORBIT

A.S. Russkikh, R.S. Zagidullin 245

The advantages of using an interorbital transport vehicle with an electric propulsion system that implements a combined scheme for launching spacecraft into geostationary orbit are considered. The design image of an interorbital transport vehicle and an algorithm for synthesizing its design parameters are presented.

Key words: interorbital transport vehicle, the electric propulsion, the combined scheme launch, the geostationary orbit.

Russkikh Anton Sergeevich, postgraduate, toherOO 7amail. ru, Russia, Samara, Samara University,

Zagidullin Radmir Salimyanovich, postgraduate, zagidullin radmiramail. ru, Russia, Samara, Samara University

УДК 621.914.5.002.54

АНАЛИЗ КИНЕМАТИЧЕСКИХ УГЛОВ ЭВОЛЬВЕНТНЫХ ЧЕРВЯЧНЫХ ФРЕЗ С ТВЕРДОСПЛАВНЫМИ СМП

О.И. Борискин, Н.Г. Стаханов, И.В. Астапова

Приведены результаты кинематического анализа червячных фрез с осевыми канавками параллельными оси. Рассмотрены вопросы, связанные с влиянием основных параметров инструмента на углы резания. Предложены рекомендации для достижения оптимальных условий работы эвольвентной червячной фрезы.

Ключевые слова: червячные фрезы, профиль зуба, кинематический анализ, передний рабочий угол, задний рабочий угол

Режущую способность эвольвентных червячных фрез в процессе зубофрезерования оценивают с помощью следующих параметров: переднего рабочего угла урп; заднего рабочего угла арп; рабочего угла Хр наклона режущей кромки.

Эти три параметра определяют положение режущей кромки относительно плоскости резания. Авторами статьи был разработан метод расчета углов резания червячной фрезы для любой точки профиля зуба в любой момент времени и проведен кинематический анализ, позволяющий определить область оптимальных конструктивных параметров таких фрез.

Исследования проводилась для сборных червячных фрез со стружечными канавками параллельными оси, которые являются наиболее технологичными. Рассматривались фрезы с плоскими передними поверхностями и задними поверхностями, образующие которых перпендикулярны режущей кромке.

В качестве исходных данных были приняты следующие параметры: межосевое расстояние а, модуль т, наружный диаметр фрезы Оа0, число заходов фрезы 20, передний угол на вершине фрезы уа0, угол наклона винтовой на начальной окружности инструмента и детали в0, в, число зубьев колеса 7.