СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТАМИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
METHOD OF CONTROLLING SPACE ROCKETS

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при расчете энергетически оптимальных программ управления выведением первых ступеней ракет космического назначения (РКН) исходя из снижения влияния ограничений, обусловленных обеспечением падения отделяющихся частей (ОЧ) в существующие зоны отчуждения земель под поля падения ОЧ.
Известен способ выведения космических аппаратов (КА) на орбиту по патенту RU №2043955, B64G 1/40, F02K 9/00 по заявке №5035641/23 от 02.04.1992, где выведение осуществляется по заданной траектории (в том числе и по энергетически оптимальной), а проблема снижения техногенного воздействия остатков жидкого топлива решается за счет перемещения остатков топлива в герметические емкости и последующего их спуска на Землю, как правило, в зоны временного отчуждения.
Использование такого технического решения сопряжено с техническими и эксплуатационными проблемами, которые, в конечном итоге, делают этот подход экономически затратным. Аналогичный подход используется при выведении РКН «Ариан-5» при пусках из Куру (Французская Гвиана), при этом ОЧ первой ступени (баки твердотопливных и жидкостного ускорителей) падают в океан (см. Википедия. Ариан-5). Для РФ такой вариант неприемлем, т.к. у нас прибрежных космодромов нет, и практически все районы падения находятся на территории РФ, СНГ.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ управления РКН для обеспечения безопасности в районах запуска и по трассе полета по заявке №2004110918/11 от 09.04.2004, где при движении РКН по трассе полета осуществляются прогноз точки приземления, сравнение прогнозируемых координат точки приземления с координатами разрешенной зоны падения ОЧ и разворот в том направлении, при котором координаты прогнозируемой точки падения ОЧ будут находиться в пределах разрешенной зоны, а при определении разрешенной зоны падения учитывается наличие остатков топлива, а также для определения опасных зон падения используется алгоритм определения радиуса безопасности с учетом параметров РКН и компонентов топлива.
Использование этого технического решения связано в том числе с учетом коэффициента распределения топлива на проливаемое и нейтрализуемое при взрыве, тротиловым эквивалентом заряда, вызванного падением РКН и т.д., что представляется труднореализуемым на практике.
Целью предлагаемого изобретения является повышение массы выводимого полезного груза при сохранении существующих районов падения и при отсутствии необходимости дополнительного отчуждения земель под зоны падения ОЧ первых ступеней при пусках на наклонения орбит, для которых нет соответствующих азимутов пуска с соответствующими районами падения ОЧ.
Поставленная цель изобретения достигается тем, что в известном способе управления РКН для обеспечения безопасности в районах запуска и по трассе полета, включающим прогнозирование точки приземления ОЧ, сравнение прогнозируемых координат точки падения с координатами разрешенной зоны падения, оценку величин остатков топлива в баках, оценку опасных зон падения и разворота РКН в направлении, обеспечивающем падение ОЧ в пределах разрешенной зоны, величину изменения угла наклонения орбиты выведения δi определяют по формуле, например, для ОЧ первой ступени РКН:
п
П
где i - наклонение орбиты, реализуемое при пуске РКН по азимуту А с имеющимся районом падения для ОЧ;
г
φ - географическая широта точки старта РКН;
М
А - азимут прямого выведения РКН на орбиту с заданным наклонением, но с отсутствующими районами падения для ОЧ, а параметры бортовой системы увода определяют из условий спуска ОЧ в заданный район падения.
Способ иллюстрирует чертеж.
Реализация способа
п
п
г
Наклонение орбиты i, азимут пуска А и географическая широта пуска φ связаны соотношением (См., например, кн.1 В.К.Сердюк «Проектирование средств выведения КА». М.: Машиностроение, 2009. - С.130-132):
г
п
Конкретный стартовый комплекс РКН привязан к фиксированной точке поверхности Земли, т.е. к φ, и имеющимся азимутами пуска А, оборудованные районами падения ОЧ по трассе пуска, находящимися на разных дальностях от точки старта РКН. Из (2) следует, что изменением азимута пуска А на величину δА можно соответственно изменить величину наклонения i на соответствующую величину δi.
Варьируя (2) по δА и δi, вычитая номинальные значения, получим соотношение для определения изменения δi в зависимости от δА:
В настоящее время изменение наклонения орбит выведения обеспечивают маневром последующих ступеней, что приводит к значительным потерям в массе полезной нагрузке, т.к. в соответствии с формулой (см., например, кн. 2 Инженерный справочник по космической технике. М.:МО. 1977. - С.94), затраты на такой маневр определяются по формуле:
где V - скорость РКН в момент совершения маневра по изменению угла наклонения плоскости орбиты выведения;
v
θ - угол между вектором скорости и перпендикуляром к радиусу-вектору РКН (угол наклона вектора скорости к горизонту);
ϑ - угол истинной аномалии;
ω - аргумент перигея.
Как следует из выражения для величины бинормального (бокового) импульса (4), его величина прямо пропорциональна скорости РКН, т.е. чем позже по времени выведения РКН осуществляется маневр, тем больше его потребная величина.
Существуют оптимальные точки по траектории для приложения минимальной величины импульса, однако их влияние на величину импульса много меньше, чем влияние величины скорости РКН.
В апогейной точке траектории, где прикладывается этот импульс (из-за минимизации его величины), формула (4) преобразуется в следующий вид;
С другой стороны, приложение импульса к ОЧ для ее увода в заданный район падения:
отрабатываемый с помощью бортовой системы увода (БСУ), см., например, статью «Разработка активной бортовой системы увода отделяющихся частей средств выведения с орбит» в ж. «Космонавтика и ракетостроение». 2009. - №4 (57). - С.122-128, значительно меньше импульса разворота (5), при этом обеспечивается одинаковое изменение угла наклонения орбиты.
Возможность отработки импульса (6), обеспечивающего условия падения ОЧ в имеющийся район падения, определяется параметрами БСУ: запасами топлива, тяговооруженностью, а также кинематическими параметрами конца участка выведения ОЧ, удаленностью разрешенного района падения от фактического.
Для реализации способа предлагается следующая последовательность действий на примере выведения первой ступени РКН:
M
- выбирается азимут пуска А, соответствующий прямой (оптимальной) схеме выведения;
п
- выбирается ближайший азимут пуска А;
- определяют величину добавки δi из условия наличия ближайшего соответствующего района падения;
- рассчитывают параметры БСУ исходя из удовлетворения условий спуска ОЧ в заданный район падения.
Для численного примера эффективности предлагаемого способа выведения сравним энергетические затраты:
- по традиционной схеме выведения (кн.1, стр.133) - пространственный (боковой) маневр на промежуточной орбите, обеспечивающий переход на орбиту с требуемым наклонением, с затратой энергетики, рассчитываемой по формуле (4),
- предлагаемый способ, т.е. выведение сразу же на заданное наклонение с уводом ОЧ с помощью БСУ в ближайший район падения.
п
п
Рассмотрим 2 азимута: А≈75° (космодром Байконур) для выведения на орбиты с наклонением i от 50° до 51,8° (имеется район падения на дальности 550 км) и А≈45° для выведения на орбиты с наклонением i от 62° до 65,7° (районов падения нет). Пример взят из кн. 1 стр.132 - 133, рис.9.11,а.
п
Рассмотрим выведение полезной нагрузки на наклонение i=62° с А≈45°.
п
ип
п
Разница δА=А-А≈30°, a δi≈10°.
кр
π
α
α
Для совершения бокового маневра при выведении, например, с использованием РБ «Бриз-М» на H=1000 км на переходной орбите (Н=200 км, Н=1000 км), в ее апогее, где скорость минимальна и равна V≈7000 м/с, в соответствии с (4) ΔV≈700 м/с. Соответственно, необходимая масса топлива для отработки этого импульса скорости для массы: РБ+полезный груз≈10000 кг (см. кн.1 стр.395 формула 24.11) составит от 2500 до 3200 кг.
Для сравнения, необходимая характеристическая скорость для осуществления маневра увода ОЧ от точки разделения до заданного района падения, при времени полета ОЧ на участке спуска Т≈500 сек составит порядка 400 м/сек.
Для реализации этого импульса скорости потребуется установка БСУ на ОЧ первой ступени, масса которой составляет от 2,5 до 3,5% от ее «сухой» массы. БСУ использует невырабатываемые остатков топлива (до 3% от начальной заправки), которых достаточно для реализации заданной величины импульса за время полета ОЧ в заданный район падения.
Выбирая параметры БСУ из условия обеспечения условий спуска ОЧ в заданный район падения решается поставленная задача.
Например, общая масса ОЧ первой ступени РКН на начало спуска составит 5500 кг, куда входят: «сухая» масса ОЧ (~4050 кг), невыработанные остатки топлива (AT+НДМГ) свыше 1100 кг, а также масса БСУ.
Масса БСУ, включает в себя:
- топливо для получения теплоносителя с целью газификации невыработанных остатков ~220 кг;
- шар-баллоны для их размещения с креплением - 11 шт.×1 кг=11 кг,
- шар-баллоны с газом наддува 2×5,5 кг=11 кг;
- 2 газогенератора - 3 кг;
- 4 камеры газового ракетного двигателя 16,8 кг×4=67,2 кг;
- автоматика, коллектор, трубопроводы - 20 кг;
- 4 рулевые машины - 4×5 кг=20 кг.
Итого - 352,2 кг. «Сухая» масса БСУ 352,2-220=132,2 кг.
Таким образом, используя невырабатываемые остатки топлива массой 1100 кг БСУ отрабатывает ΔV=400 м/с. Скорость истечения продуктов сгорания из камер ГРД составляет w=2300 м/с, т.е. снижена по сравнению с чистыми компонентами за счет их разбавления газами теплоносителя.
Таким образом, используя невыработанные остатки топлива в ОЧ первой ступени решается вопрос изменения азимута пуска, исключая необходимость маневра РБ и, соответственно, затраты массы.
Дополнительным преимуществом предлагаемого способа выведения является снижение разбросов точек падения ОЧ за счет управляемого спуска ОЧ ступени РКН вплоть до входа в плотные слои атмосферы, а также полную выработку остатков топлива.