Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск КА по измерениям от ГНСС (2017) (1246989), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Например, длявыведения на ГСО низкой промежуточной экваториальной орбиты необходим суммарный импульс почти нанием900м/с меньше, чем с орбиты с наклоне51,6°.Очевидны преимущества экваториального космодрома по сравнению сБайконуром. Действительно, при выведении одним и тем же РБ в первомслучае сэкономленное топливо может быть заменено полезной нагрузкой.В результате выведение с экваториального космодрома с помощью одних итех же средств выведения (РН и РБ) дает возможность увеличить полезнуюнагрузку.Однако довыведение средствами полезной нагрузки позволяетосуществлять вьmедение с помощью РН на разные промежуточные орбиты,для которых необходим существенно меньший суммарный импульс.
Снижение суммарного импульса позволяет уменьшить массу заправляемого топлива и увеличить массу полезной нагрузки.Рассмотрим зависимость массы дополнительной полезной нагрузки отэкономии суммарного импульса при выведении на различныепромежуточные орбиты. За базу для сравнения возьмем выведение на ГСО с промежуточной низкой орбиты с наклонением51,6°.Например, выведение на ГСО стакой орбиты обеспечивает РБ ДМ-03, разработанный в РКК «Энергия». Его2350 кг, запас2950 кг, удельная18 700сухая масса в космосетопливаполезная нагрузкатяга двигателя составляет Rуд ""кг, выведенная на ГСОСуммарная масса РБ с полезной нагрузкой составляет тн= 24 ООО330кг. Конечная масса РБ после выведения с учетом резерва топлива составляет тк= 5500 кг.с.=Определим, какую полезную нагрузку мог бы вывести этот РБ призапуске с экватора.5.4.Таблица275Использование АСН на РБ5.1Значение суммарных импульсов и массы выводимого полезного rрузаСуммарныйСпособ выведенияНачальная орбитаимпульс,м/сДвухимпульсный переход на ГСООколокруговая, эк-Выводимаямасса полезного груза,кг3930469048402950464033003330614045373500Тоже33376110))33746020))35455640))39704600ваториальная высо-той 200кмДвухимпульсный переход на ГСООколо круговаяс одновреме1rnым поворотом орбитыс наклонениеми высотойТрехимпульсный переход на ГСО51,6°200 кмТожечерез ВЭО и с разворотом орбитыв апогее высотой300 ООО кмДвухимпульсный переход на сред-Около круговаянюю круговую орбиту высотой19 ООО км без разворота плоскостис любым наклонением высотой 200 кмДвухимпульсный переход на ВЭООколокруговая ор-в плоскости экватора с высотойбита с наклонениемапогея 36 ООО км, высотой перигея19 ООО км с одновременным пово-200км51,6° и высотойротом в апогееДвухимпульсный переход на ВЭОс высотой апогеясотой перигея200 ООО км и вы-19 ООО км без поворо-та плоскости орбитыДвухимпульсный переход на ВЭОс высотой апогеясотой перигея200 ООО км и вы-19 ООО км с одновре-менным поворотом плоскости орбиты на 20° в апогееДвухимпульсный переход на ВЭОс высотой апогея100 ООО км и вы-сотой перигея 19 ООО км с одновременным поворотом плоскости орбиты на20°Двухимпульсный переход на ВЭОс высотой апогеятой перигея60 ООО км и высо-19 ООО км с одновре-менным поворотом плоскости орбиты на41,6°Глава2765.Навигация средств выведенияДля выполнения этого запуска требуется реализовать суммарный импульс3930 м/с(см.
табл.5.1),а значит потребуется меньше топлива. Вместосэкономленного топлива можно увеличить массу полезной нагрузки тк2.Определим эту массу. Для обоих запусков можно записать формулу Циолковского:(5.55)гдеV1иV2-ветственно ; Vтсуммарные импульсы для первого и второго выведения соот-скорость истечения газовой струи из двигателя РБ, Vт== gRyд : : : 3300 м/с.Из системы уравнений(5.55)легко определить конечную массу тк2 привтором запуске:V1 - V2mк2 = mкеVт= 7240 КГ,(5.56)т.
е. запуск с экватора позволяет увеличить массу полезного груза на(в1,61740 кг,раза) по сравнению с массой полезной нагрузки, выводимой традиционным двухимпульсным маневром.Еще больший эффект можно получить от комплексирования РБ при запуске с космодрома Байконур со средствами выведения полезной нагрузки набазе ЭРД, обеспечив с помощью РБ выведение на среднюю околокруговуюорбиту высотой: : : 19ООО км без поворота плоскости орбиты, а довыведение наГСО с одновременным поворотом орбиты обеспечить с помощью ЭРД.
Суммарный импульс РБ, необходимый для выведения с низкой орбиты, имеющейнаклонение51,6°, в этом случае составит 3330(5.57) легко получить максимальнуюм/с вместоношениямассу полезной нагрузки для4840м/с. Из соотрассматриваемого выведения:V1 - V2mк2= mкеVт= 8690 КГ,(5.57)т. е. допустимая масса полезной нагрузки увеличилась начем в2 раза превышает начальную3190 кг, что болеемассу полезной нагрузки (2950 кг) . Далееполезная нагрузка, оснащенная ЭРД, собственными средствами обеспечиваетдовыведение на ГСО.5.4.2.Схемы выведения полезной нагрузки на ГСОс помощью ЭРДСхема выведения полезной нагрузки на ГСО с помощью ЭРД зависит отпараметров промежуточной орбиты. В наиболее простом случае промежуточная орбита может иметь нулевое наклонение, и ЭРД должны непрерывнодавать тягу в направлении полета.
Высота орбиты будет медленно повышать-5.4.Использование АСН на РБ277ся, при этом орбита будет оставаться околокруговой. Оценим суммарный импульсна19 ООО кмвыведениеспромежуточнойоколокруговойорбитывысотойи нулевым наклонением. Обозначим через С кинетический моментКА относительно центра Земли:С= Vr = ,Jµ r 112 ,гдеµ-(5.58)гравитационная постоянная Земли.Производная кинетического момента равна моменту силы, создаваемомудвигателями , тогда(5.59)где F-тяга двигателей КА; тмасса КА.-Учитывая, что ЭРД имеют высокую удельную тягу, будем пренебрегатьрасходом топлива и считать, что масса КА постоянна. Это допущение справедливо, так как при массе КАсоставляет~ 1600 кг расход топлива на~50 кг, и уравнение (5.59) можно записать в виде1 г.:F- ....,µ r - 312 dr =- dt.2тПроинтегрировав уравнениеподъем орбиты(5.60)(5.60) от r0 до r, получим зависимость текуt, отсчитываемого от начала работы двигащего радиуса орбиты от временителей:jµ (ro- 112 -r-112) = F t.(5.61)тУравнение(5.61) удобно представить ввидеFV=Vo- - t ,(5.62)тгдеVo и V -круговые скорости начальной и текущей орбиты соответственно.Оценим необходимый импульс ЭРД для выведения КА с орбиты высотой19 ООО км с круговой скоростью V0 = 3645 м/с на ГСО с круговой скоростьюVrco = 3075 м/с.
Пусть масса КА равна т = 1500 кг, а тяга двигателей F == 0,18 Н. Из формулы (5.62) легко определить, что необходимый для выведения импульс скорости ЛV = 570 м/с, а время выведения составит t = 55 сутпри непрерывной работе ЭРД.Расход рабочего тела определяется удельной тягой ЭРД, реализованнымимпульсом и массой КА:ЛVтmтгде g-= - -,gRyдускорение свободного падения на Земле; Rуд -Будем считать Rуд= 1550 с,муле (5.63), составит mт = 55 кг.(5.63)удельная тяга ЭРД.тогда расход топлива, вычисленный по форГлава2785.Навигация средств выведенияПриведенные выше расчеты относятся к плоской схеме выведения, когдаЭРД обеспечивают только подъем орбиты без поворота ее плоскости.
Однакозначительный интерес представляет схема выведения на ГСО со среднейпромежуточной орбиты, имеющей большое наклонение(51,6°).В этом случае ЭРД должны одновременно обеспечивать подъем орбиты и поворот ееплоскости. Для подъема орбиты необходимо формировать тягу ЭРД по вектору скорости КА, а для поворота плоскостипо нормали к плоскости ор-биты в окрестности экватора. В этом случае скорость изменения наклоненияопределяется по формуле: VF lmV'(5.64)z=-=--VгдеV-модуль текущей круговой скорости;V -нормальная составляющаяпроизводной вектора скорости.ДляF= О , 18; т = 1500 кг; V = 3645 м/с скорость изменения угла наклонения составит.i=о188=3 3.101500-3645''с-1=2 8-10'При такой скорости для разворота на51,6°3рад/сут.потребуется около года.Учитывая, что интервал полета в окрестности экватора, удобный для коррекции наклонения составляет~20 %от периода орбиты, длительность приведения орбиты в плоскость экватора займет~5лет, что, конечно, недопустимо.
Повышение скорости изменения наклонения при той же тяге ЭРДможет быть достигнуто на более высоких и вытянутых орбитах, т. е. еслипромежуточная орбита, выведение на которую обеспечивает РБ, являетсяболее высокой по сравнению с ГСО и эллиптической, то затраты топливаЭРД на разворот такой орбиты оказываются существенно ниже, чем на разворот низкой околокруговой орбиты.
К тому же они могут быть разделенымежду РБ и спутником. В итоге масса полезной нагрузки, выводимой РБ напромежуточную орбиту, а также время до выведения спутника на ГСО с помощью ЭРД и затраты рабочего тела ЭРД на довыведение существенно зависят от параметров промежуточной орбиты. Например, двухимпульсноевыведение на промежуточную орбиту с высотой перигеяапогея100 ОООбиты высотой3524 м/с,19 ООО км, высотой31,6° РБ при старте с околокруговой орнаклонением 51,6°, имеет суммарный импульс Л Vrкм и наклонением200 км и1170 м/счто наменьше суммарного импульса при прямом переходе на ГСО с указанной начальной орбиты. Экономия такого импульса позволяет увеличивать вес полезной нагрузки счем на2950км до5644кг, т. е .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
