СПОСОБ МЕЖОРБИТАЛЬНОЙ ТРАНСПОРТИРОВКИ ПОЛЕЗНЫХ ГРУЗОВ
METHOD FOR INTERORBIT TRANSPORTATION OF PAYLOADS

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к транспортным системам межорбитального маневрирования многократного применения.
1
Известен способ перелета с орбиты искусственного спутника земли (ОИСЗ) на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) космического аппарата (КА) "SMART-1" с помощью электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) [1]. Способ включает многовитковый разгон КА, прохождение в окрестности точки либрации L и перевод на орбиту спутника Луны. Недостатком известного способа перелета с электроракетным двигателем ЭРД является то, что из-за малой тяги двигателя продолжительность миссии составила полтора года.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков является способ перелета с низкой околоземной орбиты на ОИСЛ, предусматривающий использование межорбитального транспортного аппарата (МТА) с солнечной электроракетной двигательной установкой [2].
Известный способ включает последовательность циклов транспортировки грузов с низкой околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны с перелетом обратно. Схема полета «ОИСЗ-ОИСЛ» с использованием ЭРД на всех этапах перелета включает геоцентрический и селеноцентрический участки полета. Движение на первом участке выполняется по многовитковой спирали в геоцентрической системе координат, а на втором участке - по многовитковой спирали в селеноцентрической системе координат. После отделения полезной нагрузки на ОИСЛ аппарат возвращается на околоземную орбиту. Многоразовым МТА с ресурсом на пять полетов в первом пуске выводится сам аппарат, в последующих пусках выводится дополнительное топливо для челночных операций «орбита Земли - орбита Луны - орбита Земли». В каждой экспедиции на орбиту ИСЛ выводится полезная нагрузка.
Недостатками прототипа является ограниченное целевое назначение (операции «орбита ИСЗ-орбита ИСЛ»), длительность перелета по маршруту «орбита ИСЗ-орбита ИСЛ», составляющая 250 суток, время обратного перелета МТА 90 суток. При современном уровне ресурса электроракетных двигателей число циклов полета ограничивается одним-двумя Кроме того, траектория перелета пересекает протонный радиационный пояс, нижняя граница которого находится на высотах 1500 км, верхняя - на 10000 км, с максимумом потока протонов высокой энергии на высоте 3500 км, что приводит к значительной деградации солнечных батарей. В течение полета аппарат 10 раз пересекает радиационный пояс, вследствие чего мощность солнечных батарей падает на 33% [2].
Технической задачей данного изобретения является снижение времени выполнения транспортных операций, уменьшение деградации солнечных батарей в радиационных поясах Земли, повышение ресурса энергодвигательной установки, включающей электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) и энергетическую установку на базе солнечных батарей, увеличение количества циклов использования МТА и увеличение массы полезного груза, выводимого на орбиту назначения.
Поставленная задача достигается тем, что в способе межорбитальной транспортировки полезных грузов, заключающемся в том, что межорбитальный транспортный аппарат (МТА) с транспортируемым полезным грузом, снабженный электроракетным двигателем малой тяги, переводят с низкой околоземной орбиты на орбиту назначения, отделяют полезный груз на орбите назначения и возвращают МТА на околоземную орбиту, после чего циклы межорбитальной транспортировки полезных грузов повторяют, согласно изобретению МТА предварительно переводят с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту с помощью дополнительно установленного на МТА одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги, после чего отделяют разгонный блок от МТА, перевод МТА на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты по многовитковой спиральной траектории с помощью электроракетного двигателя малой тяги, возвращение МТА после отделения полезного груза на орбите назначения осуществляют на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту, где производят дозаправку электроракетного двигателя малой тяги и монтаж нового полезного груза, при этом повторение циклов транспортировки полезных грузов на орбиту назначения осуществляют с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты.
В качестве промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты может быть использована суточная орбита с параметрами: наклонением ~63°, аргументом перигея ~0°, высотой перигея ~500 км и высотой апогея ~71250 км.
При этом перевод МТА на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту двигателем большой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета
Выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на геостационарную орбиту назначения электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета  м/с.
1
Кроме того, выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты в точку Лагранжа L электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета  м/с, а выведение МТА с промежуточной высокоэллиптической околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны электроракетным двигателем малой тяги осуществляют при характеристической скорости перелета  м/с.
n
Поставленная задача достигается также тем, что характеристики электроракетного двигателя малой тяги рассчитывают в соответствии с заданной характеристической скоростью перелета  и выбранным значением времени перелета на орбиту назначения t по следующим зависимостям:
- удельный импульс двигателя малой тяги
- тяга
- мощность
э
где γ - удельная масса энергодвигательной установки;
а
б
- относительная масса бака рабочего тела;
э
η - тяговый кпд;
0
М - стартовая масса МТА.
Такая совокупность признаков обеспечивает достижение поставленной задачи, поскольку перелет с низкой околоземной орбиты на промежуточную высокоэллиптическую околоземную орбиту с помощью дополнительно установленного одноразового разгонного блока с двигателем большой тяги приводит к сокращению длительности циклов транспортировки и уменьшению времени пребывания в радиационных поясах Земли. Это, в свою очередь, приводит к повышению ресурса энергодвигательной установки и увеличению количества циклов использования МТА при выполнении транспортных операций.
В режиме малой тяги МТА выполняет транспортные операции с более высокой, по сравнению с прототипом, орбиты, следовательно, многовитковая траектория перелета - менее протяженная и в меньшей степени пересекает радиационные пояса, причем за счет высокой скорости в районе перигея суммарная продолжительность пребывания такого космического аппарата (КА) в радиационном поясе не приводит к заметному росту накопленной интегральной дозы радиации и деградации солнечных батарей. Увеличение высот перицентра и, особенно, апоцентра промежуточной орбиты ослабляет деградацию солнечных батарей. Апоцентр должен быть выведен за пределы внутреннего (протонного) радиационного пояса Земли.
1
В качестве промежуточной монтажной орбиты эффективно использование суточной орбиты (орбиты, на которой период обращения МТА составляет одни сутки), облегчающей проведение операций по монтажу полезных грузов, стыковке МТА с одноразовым разгонным блоком, дозаправки МТА рабочим телом. Широта перигея ~0° соответствует положению линии апсид в экваториальной плоскости, что облегчает перелеты на геостационарную орбиту, в точку либрации системы "Земля - Луна" L и на орбиту искусственного спутника Луны. При наклонении орбиты ~63° линия апсид не меняет своего положения из-за возмущений перигея промежуточной орбиты.
Выбор оптимальных характеристик электроракетного двигателя малой тяги обеспечивает максимальное значение массы полезной нагрузки, выводимой на орбиту назначения.
1
Изобретение поясняется чертежами. На фиг.1. показана схема перелета МТА на геостационарную орбиту, на фиг.2 - в точку либрации системы "Земля - Луна" L, на фиг.3 - на орбиту искусственного спутника Луны. На фиг.4 приведена конструкция межорбитального транспортного аппарата с разгонным блоком.
1
1
1
Общая схема выведения МТА на геостационарную орбиту (фиг.1), в точку L (фиг.2) или на ОИСЛ (фиг.3) с использованием ЭРД выглядит следующим образом. Ракета-носитель выводит МТА на низкую околоземную (начальную) орбиту. С помощью разгонного блока осуществляют старт МТА с низкой начальной орбиты и его перевод на промежуточную орбиту. При этом возможно несколько включений двигателя. При двухимпульсном переходе первое включение двигателя разгонного блока производят в узле начальной орбиты В результате происходит увеличение радиуса апоцентра орбиты. Второе включение выполняют в апоцентре промежуточной орбиты. Этим импульсом увеличивается радиус перицентра и изменяется наклонение орбиты. После отделения разгонного блока с помощью ЭРДУ МТА переводится на ГСО, в точку либрации L или ОИСЛ. Траектория движения - многовитковая спираль с медленно меняющимися оскулирующими элементами. При перелете па орбиту ИСЛ осуществляется дозаправка МТА в точке L.
n
Высота апогея промежуточной орбиты выбирается соответственно периоду обращения МТА в одни сутки для всех вариантов перелета на орбиту назначения. Мощность ЭРДУ выбирают оптимальной по критерию максимума массы полезной нагрузки при данном значении показателя массового совершенства (с учетом возможного ограничения на габариты солнечных батарей) [3]. Выбор, определяющей величины времени перелета t, производят путем компромисса между величиной массы полезной нагрузки и продолжительностью перелета с учетом различных факторов, в том числе ресурса двигателей.
Относительная масса полезной нагрузки МТА составляет
э
где n - энерговооруженность МТА;
пp
µ - относительная масса прочих систем.
Исходя из условия максимума полезной нагрузки находят оптимальное значение удельного импульса
а
б
где  - относительная масса бака рабочего тела, системы хранения и питания;
э
γ - удельная масса энергодвигательной установки;
п
t - время перелета.
Тягу R и мощность N находят из выражений [3]:
где  - характеристическая скорость перелета в режиме малой тяги;
0
М - начальная масса МТА на этапе малой тяги.
Возможное устройство для реализации способа межорбитальной транспортировки полезных грузов (фиг.4) представлено двухступенчатой системой с одноразовым разгонным блоком 1 большой тяги и многоразовым межорбитальным транспортным аппаратом 2 (двигательная установка малой тяги - на базе стационарного плазменного двигателя (СПД) с рабочим телом - ксеноном), применяемых последовательно в комплексе для выведения полезной нагрузки 3. Одноразовый разгонный блок снабжен жидкостной двигательной установкой (ЖРД с топливом "кислород-водород"). Платформу ЭРДУ 4 размещают на корпусе аппарата. Панели солнечных батарей 5 имеют независимый привод разворота на Солнце в течение полета.
x
э
б
б
э
Конкретный пример транспортировки полезных грузов иллюстрируется вариантом с использованием РН "Протон-М" и кислородно-водородного разгонного блока (облегченной версии КВРБ с характеристической скоростью на этапе большой тяги V=2800 м/с). Для показателя массового совершенства энергодвигательной установки γ принимают значение ~20 кг/кВт, для величины коэффициента α для ксеноновых баков принято значение: α=0,15, для тягового кпд. ЭРД η=55-75% [3].
α
пн
n
o
Для наклонения i=63° высокоэллиптической промежуточной орбиты (высота апогея H=71250 км) полезная нагрузка М и время прямой операции τ при времени обратной операции τ=60 суток, а также оптимальные характеристики электроракетного двигателя малой тяги представлены в таблице 1.
Таблица 1
Варианты использования многофункционального межорбитального транспортного аппарата
Тип орбиты
Геостационарная орбита
Точка Лагранжа L<sub>1</sub>
Орбита ИСЛ
Характеристическая скорость перелета на этапе малой тяги <img file="00000014.tif" he="6" wi="7" img-content="undefined" img-format="tif" />, м/с
3200
3100
3700
Масса полезной нагрузки М<sub>пн</sub>, т
5,6-6,0
5,8-6,2
3,6-5,4
Время прямой операции τ<sub>n</sub>, сутки
120-150
120-150
150-180
Удельный импульс <img file="00000015.tif" he="7" wi="7" img-content="undefined" img-format="tif" />, Нс/кг
24-34,5
24-34,5
24-34,5
Тяга R, Н
3-1,5
3-1,5
3-1,5
Мощность N, кВт
70-50
70-50
70-50
Предлагаемое изобретение характеризуется более высокими техническими показателями по сравнению с известными техническими решениями.
Технический результат заключается в том, что многоразовый МТА позволяет довести полезную нагрузку на ГСО до 5,6-6,2 т (современный "Протон-М" с разгонным блоком "ДМ" выводит 3,2 т). Для перехода на орбиту ИСЛ одноразовая жидкостная система имеет полезную нагрузку ~4,2 т при 3,6-5,4 т для многоразового МТА.
Другим эффектом от применения предлагаемого технического решения является то, что снижается деградация солнечных батарей (СБ) от воздействия радиационных поясов Земли. Результаты расчетов процесса деградации СБ на участке выведения показывают, что потери мощности от деградации СБ для суточной промежуточной орбиты достигают величин 16% для Si - фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) и 9% для ФЭП - GaAs при толщине защитного покрытия 0,1 мм и соответственно 10% для Si и до 5% для GaAs при толщине защитного покрытия 0,2 мм [4,5].
Использование предлагаемого способа значительно расширяет возможности осуществления транспортных операций. Система рассчитана на прямые и возвратные "челночные" операции:
- ОИСЗ - геостационарная орбита;
1
- ОИСЗ - точка Лагранжа l);
1
1
- точка Лагранжа L - ОИСЛ с дозаправкой в точке L.
При одинаковом ресурсе электроракетных двигателей для заявленного и известного технических решений за счет сокращения времени активного участка на каждом цикле транспортировки удваивается общее количество циклов челночных операций.
Для выполнения транспортных операций «орбита Земли - орбита Луны - орбита Земли» сравнение показателей эффективности прототипа и предлагаемого изобретения приведено в таблице 2.
Таблица 2
Показатели эффективности МТА
Показатели эффективности
Техническое решение
Прототип
Предлагаемое изобретение
Время выполнения транспортной операции, сутки
- прямой перелет
250
120-150
- обратный перелет
90
60
Деградация солнечных батарей, %
33
10-16
Ресурс энергодвигательной установки МТА, полетов
1-2
2-5
Показатели эффективности многофункционального МТА приведены в таблице 3.
Таблица 3
Показатели эффективности многофункционального МТА
Тип орбиты
Геостационарная орбита
Точка Лагранжа L<sub>1</sub>
Орбита ИСЛ
Относительная масса полезной
25-28
26-29
16-24
нагрузки µ<sub>пн</sub>, %
Время прямой операции τ<sub>п</sub>, сутки
120-150
120-150
150-180
Время обратной операции τ<sub>о</sub>, сутки
60
60
60
Источники информации
1. П.Павельцов. SMART-1 работу закончил. // Новости космонавтики №11 (286). 2006. с.56, 57.
2. Kosmann W. J. "A Solar Electric Propulsion Lunar Exploration Architecture Evaluation", IAC - 06 - C4.4.02, 2006 г.
3. Г.В. Малышев, В.М. Кульков, Ю.Г. Егоров. Применение электроракетных двигателей для выведения, коррекции орбиты и поддержания группировок спутниковых систем. Журнал «Полет», №7, 2006, с.34-40.
4. Anspaugh B.E., Downing R.G., Tada H.Y., Carter J.R. "Solar Cell Radiation Handbook", Third Edition JPL Publication 82-69,1982.
5. Anspaugh B.E. "Solar Cell Radiation Handbook". Addendum 1: 1982-1988, JPL Publication, 1989.