СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ОРБИТУ
METHOD FOR INJECTION OF SPACE VEHICLES INTO ORBIT

Область техники
Изобретение относится к космической технике, в частности к выведению полезных нагрузок в виде космических аппаратов на орбиты планет. Наиболее эффективная область применения изобретения - это выведение группировок космических аппаратов (КА) на низкие околоземные орбиты (высотой менее 2000 км).
Предшествующий уровень техники
Известно, что выведение КА осуществляется с помощью ракеты-носителя (РН) на замкнутую орбиту вокруг планеты, в частности, Земли (см. например: Proton Launch System Mission Planner's Guide. URL: http://www.ilslaunch.com). В случае если масса такого КА велика или высота его орбиты достаточно высокая (например, геостационарная орбита (ГСО)), для формирования рабочей орбиты применяют средства довыведения (СД), в частности разгонные блоки (например, типа «Фрегат» или «Бриз»), а также блоки выведения типа «Волга». В этом случае ракета-носитель (РН) формирует опорную орбиту, а отстыкованное от нее СД вместе с одним или несколькими КА переводится на рабочую орбиту, где отделяет их. Далее каждый КА (при групповом запуске) посредствам маневров перефазирования устанавливается в нужные фазовые положения на рабочей орбите [1].
Известен способ выведения на геостационарную орбиту [2], в котором РН формирует орбиту с апогеем существенно выше высоты ГСО, а перигеем существенно ниже. После отделения от РН, разгонный блок, работающий на двигателях с высоким удельным импульсом, формирует программу многовиткового маневрирования с целью увеличения перигея орбиты и понижения апогея до высоты ГСО. При этом маневрирование происходит практически на всем интервале витка за исключением двух малоэффективных участков. К недостаткам указанного решения можно отнести неудобство его использования для выведения на низкие орбиты (высотой менее 2000 км), поскольку создание орбиты с очень низким перигеем и апогеем в области средних высот не обеспечит достаточного срока активного существования СД на орбите для реализации многовиткового перелета. Кроме того, существенно возрастут сроки довыведения КА на рабочую орбиту.
Наиболее близким решением, к заявляемому изобретению, взятым за прототип, является способ выведения на геостационарную орбиту [3], в котором КА выводится с помощью последней ступени РН на круговую орбиту на достаточном удалении от нее по высоте (-300 км), затем спутник отделяют от указанной последней ступени и переводят преимущественно с помощью его собственной двигательной установки на ГСО.
Первый недостаток данного способа обусловлен тем, что в случае запуска нескольких КА, один из которых будет резервным для выводимой группировки на рабочей орбите, формируемая промежуточная орбита, за счет рассогласования только по высоте, будет иметь отличную от рабочей орбиты скорость прецессии линии узлов. Это приведет к тому, что с течением времени орбиты будут расходиться по величине долготы восходящего узла (ДВУ). В результате после отделения КА на указанной промежуточной орбите они все, включая резервный, должны быть переведены на рабочую орбиту. Если резервный КА не будет переведен, а останется на промежуточной орбите, то он, в скором времени, не сможет перелететь на рабочую орбиту по причине нехватки запаса топлива для компенсации накопленного рассогласования орбит по ДВУ.
Вторым недостатком данной схемы являются невозможность перевести все КА на рабочую орбиту с одновременной расстановкой их по заданным фазовым положениям для создания требуемой взаимной конфигурации, без дополнительных затрат топлива. Это связано с тем, что перелет каждого КА на рабочую орбиту осуществляется с некоторым временным интервалам, обусловленным достижением необходимого фазового рассогласования по положению. Наличие интервалов между временами перелета КА на рабочую орбиту, вследствие первого недостатка, приведет к формированию орбит с различиями по ДВУ или к дополнительным затратам топлива на переход, которые будут возрастать для каждого следующего КА, из-за необходимости компенсации накопленного рассогласования по ДВУ.
Также, к числу недостатков следует отнести то, что резервный КА (при его наличии) необходимо оперативно переводить на рабочую орбиту. В случае выхода из строя одного из КА на рабочей орбите, для перефазирования и замещения его резервным спутником потребуется достаточно много времени или большие затраты топлива, связанные с формированием фазирующей орбиты. При значительных углах перефазирования, данная операция займет больше времени, чем перевод резервного КА с более низкой орбиты, а также может потребовать дополнительных затрат топлива.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков, а также сокращение сроков развертывания и восполнения орбитальной группировки КА резервными спутниками, расположенными на более низкой орбите по отношению к рабочей, без дополнительных затрат топлива на перефазирование.
Решение поставленной задачи достигается способом выведения космических аппаратов на орбиту, включает этапы формирования ракетой-носителем опорной замкнутой орбиты для отделения средства довыведения, его перехода на промежуточную орбиту ниже рабочей и отделения космических аппаратов на ней, самостоятельного маневрирования космических аппаратов для перелета на рабочую орбиту с заданным наклонением и эксцентриситетом, в котором согласно изобретению в качестве промежуточной используется орбита с одинаковой скоростью прецессии линии узлов по отношению к рабочей, за счет выбора рассогласований по наклонению и/или эксцентриситету, при этом космические аппараты отделяются от средства довыведения и последовательно переводятся на рабочую орбиту с расстановкой их в заданные фазовые положения.
Указанная новая совокупность существенных признаков, отраженных в первом независимом пункте формулы, позволяет устранить недостатки, присущие прототипу. Благодаря использованию в качестве промежуточной орбиты с одинаковой скоростью прецессии ДВУ по отношению к рабочей, КА находящиеся на ней, могут длительное время сохранять заданное отличие по ДВУ (при его наличии). Тем самым, устраняется первый и второй недостатки прототипа. Таким образом, технический результат от изобретения заключается в минимизации времени развертывания группировки КА в заданную плоскость и ее восполнения, а также увеличении массы выводимого полезного груза на рабочую орбиту. Дополнительным эффектом применения указанного способа выведения является снижение засорения околоземного пространства за счет начала автономной работы КА на более низкой орбите. В случае выхода из строя или потери связи с ним непосредственно после отделения, срок его баллистического существования на орбите в качестве космического мусора будет меньше, чем на рабочей орбите.
Преимущественный вариант исполнения изобретения дополнительно предусматривает выведение и отделение на промежуточной орбите резервного космического аппарата, который продолжает свое функционирование на ней. После отделения основной группировки КА и перевода ее на рабочую орбиту, она начинает штатную работу. При выходе из строя или потере связи с одним из КА, резервный аппарат может быть оперативно переведен на рабочую орбиту и заместить вышедший из строя. Применение промежуточной орбиты с одинаковой скоростью прецессии для нахождения резервного КА позволяет реализовать операцию замещения в течение всего срока функционирования КА на рабочей орбите.
Характерным частным случаем осуществления изобретения является применение круговых орбит в качестве промежуточной и рабочей. В этом варианте начало перелета первого КА на рабочую орбиту будет определяться лишь временем его готовности к маневрированию и достижением требуемого фазового положения, что минимизирует сроки ввода КА в штатную эксплуатацию.
Одним из вариантов исполнения изобретения является использование эллиптической промежуточной и круговой рабочей орбиты, причем высота апогея промежуточной орбиты равна высоте рабочей орбиты. В этом случае для перевода КА на рабочую орбиту будет достаточно выдать один или несколько импульсов в апогее промежуточной орбиты и сократить количество маневров для формирования рабочей орбиты.
Одним из вариантов исполнения изобретения является использование круговой промежуточной и эллиптической рабочей орбиты, причем высота промежуточной орбиты равна высоте перигея рабочей орбиты. В этом случае для перевода КА на рабочую орбиту будет достаточно выдать один или несколько импульсов на промежуточной орбите и сократить количество маневров для формирования рабочей орбиты.
Частным случаем является формирование эллиптической промежуточной и рабочей орбит при минимальных рассогласованиях по аргументу широты перигея. Это позволит минимизировать затраты топлива при переходе на рабочую орбиту.
Последние три частных случая имеют варианты реализации, при которых наклонение промежуточной и рабочей орбит одинаковы, а равенство их скоростей прецессии обеспечивается выбором рассогласований по эксцентриситету. Тогда затраты топлива для перехода на рабочую орбиту будут минимальными.
Наконец, для всех частных случаев осуществления изобретения, возможен вариант, при котором после отделения всех КА на промежуточной орбите, СД формирует орбиту утилизации, сокращая срок своего баллистического существования в качестве космического мусора, снижая тем самым уровень техногенного засорения и вероятность непреднамеренного столкновения с другими космическими объектами.
Рассмотренные частные случаи не ограничивают область применение предлагаемого способа, а лишь описывают наиболее характерные варианты его использования.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 изображен общий вид схемы выведения, реализующей указанный способ, на примере двух круговых орбит.
Стартующая с поверхности планеты (обозначена кругом с серой заливкой) ракета-носитель 1, формирует опорную орбиту (показана черным цветом) и отделяет на ней СД 2. СД осуществляет маневры 3 и 4 для перелета на промежуточную орбиту (показана синим цветом) и отделяет КА 5. После отделения всех КА, СД осуществляет формирование орбиты утилизации при помощи выдачи тормозного импульса 5 для формирования максимально низкого перигея 9. Первый КА, после отделения и подготовки к работе, осуществляет переход на рабочую орбиту (показана зеленым цветом) и устанавливается в заданное фазовое положение 6. Второй КА достигает точки начала маневрирования 7 и также переходит на рабочую орбиту с установкой в свое фазовое положение 8. Для остальных КА порядок действий сохраняется. Оставшийся на промежуточной орбите резервный КА 10 продолжает свое функционирование на этой орбите. Пунктирными черными и красной линиями показаны траектории перелетов на соответствующие орбиты.
На фиг. 2 изображен вид взаимной конфигурации орбит, реализующей указанный способ, в случае эллиптической промежуточной орбиты касающейся рабочей круговой орбиты.
На фиг. 3 изображен вид взаимной конфигурации орбит, реализующей указанный способ, в случае эллиптических промежуточной и рабочей орбит, имеющих минимальное рассогласование по аргументу перигея.
На фиг. 4 изображен вид взаимной конфигурации орбит, реализующей указанный способ, в случае эллиптических промежуточной и рабочей орбит, развернутых по аргументу перигея на 180° и имеющих высоту апогея промежуточной орбиты равной высоте перигея рабочей орбиты.
Цветовые обозначения орбит на всех фигурах одинаковы. Кроме того, на фигурах приняты следующие обозначения:
P
h - высота круговой рабочей орбиты;
α_P
π_P
h и h - высота апогея и перигея рабочей орбиты;
α_П
π_П
h и h - высота апогея и перигея промежуточной орбиты;
π_P
π_П
ω и ω - аргумент перигея рабочей и промежуточной орбит;
i
ΔV - импульсы скорости для перехода на рабочую орбиту.
Осуществление изобретения
Способ выведения космических аппаратов на орбиту включает этапы формирования ракетой-носителем опорной замкнутой орбиты для отделения средства довыведения, его перехода на промежуточную орбиту ниже рабочей и отделения космических аппаратов на ней, самостоятельного маневрирования космических аппаратов для перелета на рабочую орбиту с заданным наклонением и эксцентриситетом, причем, в качестве промежуточной используется орбита с одинаковой скоростью прецессии линии узлов по отношению к рабочей, за счет выбора рассогласований по наклонению и/или эксцентриситету, при этом космические аппараты отделяются от средства довыведения и последовательно переводятся на рабочую орбиту с расстановкой их в заданные фазовые положения.
P
P
КА
П
P
П
П
На первом этапе - РН формирует замкнутую опорную орбиту и отделяет СД. На втором этапе - СД перелетает на промежуточную орбиту с параметрами, которые определяются следующим образом. Пусть задана рабочая орбита высотой h с наклонением i для выведения группировки из N. В качестве промежуточной выбрана орбита высотой h. Рассматривается выведение с помощью РН, имеющего в своем составе СД. Рассогласование по высотам (Δh=h-h) целесообразно выбирать таким образом, чтобы, с одной стороны, СД после отделения КА имело достаточных остаток топлива для формирования орбиты утилизации, а с другой стороны, запаса топлива на борту КА хватало для осуществления перелета на рабочую орбиту. В результате работы РН и СД формируется орбита высотой h, которая имеет наклонение, определяемое при заданных параметрах рабочей орбиты, в общем случае, в виде [4]:
Р
P
Р
П
П
П
где: α, i и е - большая полуось, наклонение и эксцентриситет рабочей орбиты; α, i и е - большая полуось, наклонение и эксцентриситет промежуточной орбиты.
На третьем этапе - КА переводятся на рабочую орбиту. При этом первый КА сразу после отделения и подготовки к работе переходит на рабочую орбиту и устанавливается в первое фазовое положение. Второй и последующие КА начинают свое перемещение через время Δt от предыдущего, и устанавливается в свое фазовое положение. При равномерном размещении КА вдоль рабочей орбиты, фазовое рассогласование между ними определяется величиной:
Тогда интервал времени между переходами КА задается соотношением:
ПФП
где Т - период повторения фазового положения, определяемый через периоды промежуточной и рабочей орбит в виде:
Р
П
где: Т и Т - периоды рабочей и промежуточной орбит соответственно.
РАЗ
КА
В результате длительность развертывания (Т) группировки из N на рабочей орбите, с расстановкой их в заданные фазовые положения, не превысит величины:
ПР
где: Т - время перелета КА с промежуточной на рабочую орбиту.
Р
П
При достаточной тяговооруженности КА и небольших отличиях по параметрам промежуточной и рабочей орбит, минимальное время перелета можно сократить до величины ~0.25*(Т+Т). В общем случае длительность перелета будет составлять несколько витков.
Оставшийся на промежуточной орбите резервный КА продолжает свое функционирование на этой орбите. За счет выбранных отличий орбит по высоте, наклонению и эксцентриситету (при необходимости), скорости прецессии ДВУ промежуточной и рабочей орбит остаются практически одинаковыми длительное время (несколько месяцев). При этом поддержание указанной конфигурации для низких орбит, связанное в первую очередь с парированием торможения атмосферой, требует минимальных затрат топлива. В результате резервный КА может находиться на промежуточной орбите несколько лет, сохраняя возможность перехода на рабочую орбиту.
В случае выхода из строя одного из КА на рабочей орбите, резервный аппарат может быть оперативно переведен на рабочую орбиту в окрестность его фазового положения для замещения. При этом срок замещения, при наихудшем начальном фазовом положении резервного и неработающего КА, не превысит величины:
Данный срок оказывается существенно меньше, чем перефазирование резервного КА, находящегося непосредственно на рабочей орбите. Кроме того, в предлагаемом способе, отсутствуют дополнительные затраты топлива на операцию перефазирования.
КА
На завершающем этапе, после отделения всех N на промежуточной орбите, включая резервный - СД осуществляет переход на орбиту утилизации и проходит процедуру пассивации.
Пример 1. Выведение группировки КА на круговую солнечно-синхронную орбиту (ССО).
КА
Рассмотрим предпочтительный вариант реализации заявляемого способа на примере выведения N=8 КА массой по m=100 кг каждый на ССО высотой 1200 км [5]. В качестве средств выведения взяты РН типа «Союз-2.1 в» и блок выведения (БВ) «Волга». Энергетические возможности по выведению массы полезной нагрузки в зависимости от высоты ССО, при запуске с космодрома Плесецк, представлены в таблице 1.
В таблице указаны следующие параметры:
CCO
CCO
0
ПН
ДОВ
h - высота круговой ССО; i - наклонение ССО; Т - орбитальный период; m - масса выводимой ПН на заданную орбиту; ΔV - затраты Vx на самостоятельный переход КА на рабочую орбиту;  - необходимая масса топлива КА на задачу самостоятельного перехода на рабочую орбиту;  - дополнительная масса ПН, выводимой БВ на промежуточную орбиту;  - стартовая масса КА на начало его самостоятельного перехода на рабочую орбиту;  - выводимая масса КА на рабочую орбиту.
Рассмотрим в качестве промежуточной ССО высотой 750 км (обозначена серой заливкой). После отделения на ней, каждому КА на самостоятельный переход, согласно таблице 1, потребуется =17.63 кг топлива. Тогда дополнительная масса ПН, выводимая БВ типа «Волга» на эту орбиту определяется в виде:
В рассматриваемом примере она составит  = 120.85 кг. С учетом того, что на довыведение на рабочую орбиту каждому КА понадобится порядка 17.63 кг топлива, в указанную дополнительную массу ПН как раз поместится еще один КА с массой 117.63 кг.
При отсутствии необходимости выведения дополнительного КА, указанная масса может быть перераспределена между остальными. Тогда масса каждого КА на рабочей орбите может быть увеличена на 12.84 кг.
ПФП
ПР
Период повторения фазового положения согласно (4) составит Т≈17 часов. При суммарной тяге двигательной установки на КА 6 Н длительность орбитального перехода на рабочую орбиту составит Т≈5.5 витков («9 часов). Тогда суммарное время развертывания группировки, согласно (5) не превысит 24 часов. При этом срок замещения КА резервным, в наихудшем варианте, согласно (6) не превысит 26 часов.
В случае реализации перефазирования КА при аналогичных затратах характеристической скорости, фазирующая орбита будет отличаться по средней высоте на 300 км. Для ее формирования потребуется 3 витка и столько же для возврата на рабочую орбиту. Кроме того, для компенсации максимального фазового угла 180°, потребуется нахождение на фазирующей орбите в течение 14 витков. В результате, вся схема замещения КА с перефазированием займет 20 витков (≈34 часа). Таким образом, задача развертывания группировки КА и замещения резервным требует минимум на 8 часов больше времени, чем в предлагаемом варианте.
При размещении резервного КА на компланарной орбите ниже рабочей с той же высотой 750 км, скорость взаимной прецессии ДВУ составит 0.235°/ут. Тогда уже через 9 суток рассогласование по ДВУ превысит 2.1° и не сможет быть скомпенсировано КА. Это означает, что срок нахождения резервного КА на компланарной промежуточной орбите не должен превышать 9 дней, что с практической точки зрения невыгодно.
Рассмотренный пример подтверждает эффективность использования промежуточной орбиты с синхронной прецессией ДВУ, для отделения КА и размещения резервного спутника по сравнению с вариантом непосредственного выведения и отделения группировки КА вместе с резервным на рабочей орбите.
Пример 2 и 3 отличаются от примера 1 использованием одной или сразу двух эллиптических промежуточной и рабочей орбит, что позволяет на этапе перелета КА на рабочую орбиту обойтись одним или несколькими импульсами в окрестности апогея промежуточной орбиты. При этом все этапы работ по реализации указанного способа выведения космических аппаратов на орбиту сохраняются.
С учетом современных возможностей средств выведения, на низкие круговые и слабо эллиптические орбиты за один запуск можно вывести 20-30 спутников массой до 300 кг. При этом выбор более низкой промежуточной орбиты, на которой осуществляется отделение КА, увеличивает массу доставляемой полезной нагрузки вплоть до возможности вывода дополнительно резервного КА. Кроме того, распределение массы топлива, которое тратило бы СД для вывода всех КА непосредственно на рабочую орбиту, между запасами самих КА и использование для самостоятельного перехода на рабочую орбиту, позволяет увеличить конечную массу КА на рабочей орбите. Это обусловлено тем, что не расходуется топливо на перевод сухой массы СД вместе с КА на рабочую орбиту.
Список использованных источников:
1. Жаров А. Многофункциональная система персональной спутниковой связи «Гонец-Д1М»: состояние и перспективы развития // Технологии и средства связи. Специальный выпуск «Спутниковая связь и вещание». 2014. С. 72-78.
2. Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги: пат. №2207306 Рос. Федерация: МПК B64G 1/00 / А.А. Масленников; заявитель и патентообладатель ОАО «РКК «Энергия» им С.П. Королева». - №2001132467/28; заявл. 29.11.2001; опубл. 27.06.2003.
3. Способ выведение искусственного спутника на геостационарную орбиту: пат. №2162050 Рос. Федерация: МПК B64G 1/00, 1/10 / Вагнер Алан (FR); заявитель и патентообладатель Аэроспасьяль Сосьете Насьональ Эндюстриель (FR). - №99112178/28; заявл. 10.09.1998; опубл. 20.01.2001.
4. Улыбышев С.Ю. Анализ взаимной эволюции параметров двух синхронно прецессирующих орбит. Инженерный журнал: наука и инновации, 2016, вып.3. URL: http://engjournal.ru/catalog/arse/adb/1471.html DOI 10.18698/2308-6033-2016-03-1471.
5. Улыбышев С.Ю. Выведение группировки микроспутников с использованием промежуточной орбиты с синхронной прецессией // Труды МАИ. 2018. №98. URL: http://trudymai.ru/published.php?ID=90354.