CC BY
31УДК 629.78.01"71":531.5
БАЛЛИСТИКА ПРОГРАММЫ «МОРСКОЙ СТАРТ»
© 2013 г. Верховцева Т.И., Гаврелюк О.П., Заборский С.А., Мовчан А.А., Панчуков А.А., Улыбышев Ю.П., Шибаев И.М.
ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королев, Московская область, Россия, 141070, e-mail: [email protected]
Приведены сравнительные оценки безопасности трасс пусков, описания схем полета ракеты космического назначения «Зенит-3SL» с разгонным блоком ДМ-SL, данные о пускаx и фактических точностях выведения космических аппаратов на переходную к геостационарной орбиту. Большое количество успешных пусков подтвердило обоснованность проектно-баллисти-ческихрешений программы «Морской старт».
Ключевые слова: точка старта, морское базирование, безопасность трасс, ракета-носитель, разгонный блок, система управления, схема полета, точность выведения.
FLIGHT DYNAMICS OF SEA LAUNCH PROGRAM
Verkhovtseva T.I., Gavreluk O.P., Zaborsky S.A., Movchan A.A., Panchukov A.A., Ulybyshev Yu.P., Shibaev I.M.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:[email protected]
Presented are comparative safety analysis of launch ground tracks, description of mission designs for the integrated launch vehicle Zenit-3SL with upper stage Block DM-SL, data on launches and actual accuracy of spacecraft injection into geotransfer orbit. Multiple successful missions have proven the validity of flight dynamics design for the Sea Launch program.
Key words: launching point, sea-based, ground track safety, launch vehicle, upper stage, control system, mission design, orbital injection accuracy.
ВЕРХОВЦЕВА Татьяна Ивановна — инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
VERKHOVTSEVA Tatiana Ivanovna — Engineer at RSC Energia
ГАВРЕЛЮК Олег Петрович — ведущий инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
GAVRELUK Oleg Petrovich — Lead software engineer at RSC Energia
ЗАБОРСКИЙ Сергей Артурович — начальник сектора РКК «Энергия», ктн, e-mail: [email protected]
ZABORSKY Sergey Arturovich — Head of Sector at RSC Energia, Candidate of Science (Engineering)
МОВЧАН Андрей Анатольевич — инженер-математик РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
MOVCHAN Andrey Anatolievich — software engineer at RSC Energia
ПАНЧУКОВ Александр Александрович — начальник сектора РКК «Энергия», ктн PANCHUKOV Alexander Alexandrovich - Head of Sector at RSC Energia, Candidate of Science (Engineering)
УЛЫБЫШЕВ Юрий Петрович — заместитель руководителя НТЦ, начальник отдела РКК «Энергия», дтн, e-mail: [email protected]
ULYBYSHEV Yuriy Petrovich — Deputy Head of Scientific and Technical Center, Head of Department at RSC Energia, Doctor of Science (Engineering)
ШИБАЕВ Иван Михайлович — ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected] SHIBAEV Ivan Mikhailovich — Lead engineer at RSC Energia
Разработка концепции стартового комплекса морского базирования (СК МБ) была обусловлена рядом геополитических и экономических обстоятельств [1], но обозначим только основные технические факторы, определяющие преимущества СК МБ в сравнении с континентальными космодромами:
• если СК МБ располагается в экваториальной зоне Мирового океана, то масса космического аппарата (КА), выводимого на целевые орбиты малых наклонений, заметно увеличивается из-за более полного использования скорости вращения Земли и отсутствия необходимости в значительном повороте плоскости орбиты;
• минимальные ограничения на азимуты пусков и районы падения;
• снижение степени риска для населения и уменьшение возможного материального ущерба при падении фрагментов ракеты космического назначения (РКН) вдоль трассы полета в аварийной ситуации.
После многовариантной проработки было решено, что для пусков с СК МБ будут использованы ракета-носитель (РН) «Зенит-25» — модификация двухступенчатой РН «Зенит» разработки ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина), и разгонный блок (РБ) ДМ-5Х — модификация
РБ ДМ разработки Ракетно-космической корпорации «Энергия», составившие вместе с блоком полезного груза РКН «Зенит-Э5Х».
Разработчиком систем управления РН и РБ является Научно-производственный центр автоматики и приборостроения (НПЦ АП).
Расположение стартового комплекса. Сравнительная безопасность трасс пусков
При выборе точек старта в акватории Мирового океана необходим, как минимум, учет следующих требований и ограничений:
• стартовый комплекс не должен находиться в 200-мильной экономической зоне островов и прибрежных государств;
• на планируемых трассах пусков должна быть обеспечена возможность размещения районов падения приемлемых размеров для отделяемых элементов конструкции (ОЭК) на дальностях, близких к оптимальным;
• в наиболее тяжелых аварийных ситуациях, таких как взрыв РКН или ее падение вдоль трассы полета, риск для населения и собственности должен быть минимальным (в идеале — нулевым).
По результатам анализа с учетом обозначенных выше факторов в экваториальной области
Широта, град
Долгота, град
Рис. 1. Позиционные районы расположения СК МБ и трассы полета Space Shuttle, «Ариан» и «Зенит-3SL»
Все состоявшиеся к настоящему времени пуски были осуществлены с экватора из точки старта с географическими координатами Ф = 0°, 1 = 154° з.д., практически совпадающей с левой границей Тихоокеанского позиционного района, определенного на этапе концептуального проектирования.
Важной особенностью, обеспечивающей уникальные характеристики безопасности СК МБ, является значительное удаление точки старта и районов падения ОЭК от континентов на всех азимутах пусков без исключения.
Эксплуатация любой из современных транспортных систем связана с риском, т.е. потенциальной возможностью нанесения ущерба здоровью людей, материальным ценностям и окружающей среде. Этот риск возрастает, когда мы имеем дело с изделиями, имеющими большие габариты и обладающими высокими скоростями, к которым относятся современные средства выведения.
Ущерб, который может причинить средство выведения при падении, зависит от характеристик и величины остатков топлива на момент аварии, масс и размеров долетающих до поверхности Земли фрагментов конструкции. Возможный ущерб сокращается по мере удаления точки падения от старта из-за выработки топлива и отделения элементов конструкции.
были выбраны позиционные районы возможного расположения СК МБ в Атлантическом (АО), Индийском (ИО1, ИО2) и Тихом (ТО) океанах (см. табл. 1 и рис. 1).
В связи с недостатком информации при предварительном выборе позиционных районов такие факторы, как метеоусловия, течения, протяженность транспортных маршрутов от портов базирования, возможности радиоконтроля траекторий выведения и тому подобные факторы детально не рассматривались.
Таблица 1
Районы возможного расположения СК МБ
Регион Диапазон долгот возможного расположения СК Территориальная принадлежность экономической зоны, определяющая границу диапазона
Левая граница Правая граница
Атлантический океан 26...12° з.д. о-в Сан-Паулу (Бразилия) о-в Пагалу (Экв. Гвинея)
Индийский океан 47,5...57,5° в.д. Сомали (побережье) Мальдивские о-ва (Мальдивская республика)
77.82° в.д. Мальдивские о-ва (Мальдивская республика) о-в Ниас (Индонезия)
Тихий океан 154,5.107° з.д. о-в Рождества (Кирибати) Галапагосские о-ва (Эквадор)
Проведем качественное сравнение уровня потенциального ущерба для трех средств выведения на типовых трассах пуска. Это многоразовая транспортная космическая система (МТКС) Space Shuttle при пуске с мыса Канаверал на орбиту наклонением i = 28,5°, РКН «Ариан» при пуске с космодрома Куру (Французская Гвиана) на геопереходную орбиту наклонением i = 7° и «Зенит-SSZ» при пуске на орбиту наклонением i = 0° (см. рис. 1).
Основные элементы Space Shuttle — два твердотопливных ускорителя (ТТУ), подвесной топливный бак (ПТБ) и орбитальный самолет (ОС). На первой ступени двигатели ТТУ и маршевые двигатели ОС, использующие топливо из ПТБ, работают параллельно. ТТУ падают в пределах нескольких сотен километров от старта, а ПТБ — в районе, антиподном точке старта. При аварии фрагменты ОС (m @ 95 т), ПТБ (m @ 30 т) и остатки топлива из ПТБ могут нанести ущерб на территории Африки.
Основные отделяемые элементы конструкции РКН «Ариан» — два ТТУ, падающие неподалеку от старта, центральная криогенная ступень ЕРС, падающая в Тихий океан, пролетев перед этим почти виток по орбите, и верхняя ступень EPS (аналог РБ). «Сухая» масса ЕРС составляет 16 т, а масса топлива — 154 т. При аварии на участке работы ЕРС также может быть поражена территория Африки.
Первая ступень РКН «Зенитах» (m = 32,5 т) падает на удалении 800...900 км от старта, вторая ступень (m = 9,5 т) — на расстоянии 4 000.5 000 км от старта. Районы падения обеих ступеней находятся в акватории Тихого океана.
Таким образом, в отличие от МТКС Space Shuttle и РКН «Ариан», наиболее массивные элементы конструкции РКН «Зенит-3SL» на континенты упасть не могут — они туда просто не долетают. При отказе маршевого двигателя (МД) РБ ДМ-SL небольшое количество фрагментов конструкции РБ и КА может упасть на территорию Южной Америки, однако вероятность несчастного случая составляет менее 240-8, что намного ниже уровня естественного риска. Отсюда следует, что ракетно-космический комплекс морского базирования обеспечивает качественно новый уровень безопасности в сравнении с наиболее интенсивно эксплуатировавшимися средствами выведения.
Существенно также то, что при выбранных точке старта и схемах полета падение ступеней РКН «Зенит-3SL» на сушу практически невозможно при любом азимуте пуска (см. рис. 1).
Схемы полета
РКН «Зенит-3SL» может выводить КА на различные околоземные орбиты, а также отлетные межпланетные траектории. Благодаря возможности выбора координат точки старта и азимута пуска выведение на целевые орбиты любой высоты и наклонения можно осуществить наиболее оптимальным образом, без изменения плоскости полета и учета ограничений по расположению районов падения. Значения масс выводимых КА в зависимости от параметров целевых орбит приводятся в «Справочнике пользователя» [2], причем они заметно возрастают по мере совершенствования энергомассовых характеристик РКН.
На оптимальных траекториях выведения РН «Зенит-25» выводит орбитальный блок (РБ + КА) в окрестность апогея незамкнутой промежуточной орбиты с радиальным расстоянием Я и радиальным расстоянием
а прм ^ 1
перигея Я , после чего 1-3 включениями
1 п прм'
маршевого двигателя блока формируется целевая орбита.
В процессе проектирования и проведения пусков по программе «Морской старт» выяснилось, что практически единственным востребованным типом целевой орбиты является орбита, переходная к геостационарной (ПГСО). При этом радиус апогея ПГСО может быть равен радиусу геостационарной орбиты (ГСО) или незначительно от него отличаться (для оптимизации схемы довыведения на ГСО средствами КА после его отделения от РБ), а высота перигея превышает 200 км.
Целевая орбита задается радиусами перигея Я > Я и апогея Я , плоскости промежуточ-
п а прм а' 1
ной и целевой орбит совпадают.
Оптимальной схемой выведения на целевую орбиту по затратам характеристической скорости является так называемая апогейная схема, при реализации которой первым импульсом формируется переходная орбита с параметрами Я = Я , Я = Я , а вторым импульсом в
п прх а прм а прх а 1 ^
апогее переходной орбиты радиус перигея увеличивается до заданного значения Яп (рис. 2, а). Значения импульсов задаются соотношениями:
2 цДв
2 цД.
ТЕ ПрМ
r (r +r) vr (r +r )
апрм\ а прм а/ v апрмч а прм п прм/
2 цД, _ 2 цДащи ^
Ir(r +r) vr(r +r ) '
I а\ а 7t/ i а\ а а прм/
где m - гравитационная постоянная Земли.
б)
Целевая орбита
в)
Рис. 2. Двухимпульсные схемы выведения КА на переходную к геостационарной орбиту: а, б, в — апогейная, перигейная, пост-перигейная схемы выведения соответственно; и Б2 — участки работы маршевого двигателя при первом и втором включениях соответственно; АУРН — активный участок
Для обеспечения необходимого уровня надежности работы маршевого двигателя РБ значение запаса топлива перед последним включением должно быть не менее заданного А^™ > Аб„ . К сожалению, значение Аб„ ,
12 Тзад ' Тзад'
выраженное в единицах характеристической скорости для КА с массой в интересующем диапазоне, намного превосходит значение второго импульса апогейной схемы.
Альтернативой апогейной схеме является так называемая перигейная схема, когда первым включением МД формируется переходная орбита с параметрами Я = Я и Я = Я ,
1 1 1 п прх а прм а прх л'
а вторым включением в апогее переходной орбиты радиус апогея целевой орбиты увеличивается до заданного значения Яа (рис. 2, б). Импульсы задаются соотношениями:
(д +д)
| апрмч а прм я/
Я
(*
а
прм
+ Я
прм я прм/
+я)
7С\ 71 а/
Обозначим через АУЕа = АУ1а + АУ2а и АУЕр = АУ1р + АУ2р суммарные энергозатраты на двухимпульсный переход для апо-гейной и перигейной схем соответственно, АУ (Я , Я , Я ) = АУ_ - АУ_ .
ра ^ а прм п' а7 !р !а
Значение Яп находится в диапазоне Я < Я < Я .В граничных точках диапа-
а прм п а
зона АУ (Я , Я , Я)=АУ (Я , Я, Я) = 0.
ра 4 а прм а прм а' ра 4 а прм а' а'
При Яп = Яа и апогейная, и перигейная схемы трансформируются в гомановский переход, а при Яп = Яа прм — в одноимпульсный переход. В остальных точках диапазона АУра > 0.
Для того чтобы уменьшить негативные последствия влияния ограничения АСГзад на величину суммарных энергозатрат, была рассмотрена постперигейная схема выведения (рис. 2, в). Ее отличительная особенность состоит в том, что параметры переходной орбиты выбираются оптимальными при условии, что затраты топлива при втором включении маршевого двигателя должны быть не менее заданных.
Обозначим через АУ и АУ первый и
^ 1рр 2рр ^
второй импульсы постперигейного перехода, через АУ* — затраты характеристической скорости, эквивалентные АСГзад. Ограничение на значение АУ* имеет физический смысл, если АУ2а < АУ* < АУ2р, а в указанном диапазоне минимум АУЕрр достигается при ограничении АУ2рр > АУ*. Поэтому задача поиска параметров оптимального постперигейного перехода формулируется так: для заданных значений Я , Я , Я , АУ* найти параметры перехода
а прм п а
с промежуточной орбиты на целевую, при которых значение первого импульса AV1pp минимально, а второго — больше либо равно AV*. Если высота перигея Нп меньше 240 км, оптимальной становится одноимпульсная схема выведения.
Сравнительный анализ 1- и 3-импульс-ных схем выведения на ПГСО представлен в работе [3].
Проектные оценки энергомассовых характеристик для различных вариантов целевых орбит, сравнительные оценки точностей выведения и безопасности трасс пусков были представлены потенциальным потребителям на Международной презентации системы «Морской старт» и использованы при разработке первой редакции «Справочника пользователя» [4].
Согласование требований Заказчика к массе КА и параметрам целевой орбиты проводится на основании сверки результатов независимых расчетов в ГКБ «Южное» и РКК «Энергия» так называемых «сквозных» оптимальных траекторий РН и РБ с учетом всей совокупности требований и ограничений. Декларировалось:
• допустимая разница расчетных масс выводимого космического аппарата не должна превосходить 0,2%;
• уточнения методик расчета и исходных данных на этапах разработки проектных траекторий и Полетных заданий не должны ухудшать энергомассовых характеристик системы по отношению к заявленным при расчете «сквозных» траекторий.
Описанная технология обеспечила методическое дублирование расчетных результатов и позволила в максимальной степени использовать возможности и учесть особенности ракеты-носителя и разгонного блока при проведении конкретного пуска.
Важной составной частью проектирования полетов является разработка программы ориентации, обеспечивающей выполнение требований Заказчика с учетом собственных приоритетов разгонного блока. Как правило, при решении задач программной ориентации на пассивных участках и перед отделением КА необходимо учитывать положение Солнца. Была разработана и внедрена технология ввода оперативных данных, позволившая учесть фактическое положение Солнца на середину пускового окна для каждой из дат стартового диапазона. Методы решения типовых задач программной ориентации с учетом специфики их реализации системой управления разгонного блока изложены в работе [5].
Данные о пусках
Данные о пусках РКН «Зенит-Э5Х» по состоянию на август 2012 года представлены в табл. 2.
Для тридцати двух из тридцати трех пусков целевой орбитой являлась ПГСО. Параметры промежуточной орбиты входили в число оптимизируемых. Для ряда миссий небольшие резервы топлива использовались для улучшения условий радиовидимости на критичных этапах полета.
Пять пусков прошли по одноимпульсной схеме, остальные — по двухимпульсным пери-гейной или постперигейной.
Наклонение ПГСО на первых пусках отличалось от нулевого для того, чтобы в полосу разброса фрагментов РКН при аварии не попадали Галапагосские острова, находящиеся на удалении 7 000 км от точки старта вблизи экватора. Затем это ограничение было снято. Для некоторых миссий ненулевое наклонение целевой орбиты задавалось Заказчиком пуска для последующего формирования самим КА наклонной геостационарной орбиты.
Прием телеметрической и траекторной информации в ходе полета осуществляется системой спутников-ретрансляторов TDRSS (Tracking and Date Relay Satellite System), расположенных на геостационарной орбите, наземными измерительными пунктами (НИП), расположенными как на территории РФ, так и за ее пределами, и сборочно-командным судном (СКС), находящимся на экваторе в районе точки старта. При необходимости может привлекаться также мобильный измерительный пункт (МИП), координаты которого подлежат определению при разработке схемы полета.
Практически все пуски по программе «Морской старт» проводились и предполагается проводить на орбиты с нулевым или малым наклонением. Поэтому выберем в качестве опорной плоскости для отображения расчетной информации плоскость экватора.
Положение TDRS (одного из спутников TDRSS) и НИП определяется их географическими координатами и в гринвичской вращающейся системе координат не меняется со временем. Поэтому для отображения кинематических параметров траектории выведения целесообразно использовать гринвичскую вращающуюся систему координат. Зона связи TDRS в экваториальной плоскости ограничивается двумя лучами, исходящими из точки расположения на ГСО; угол между ними определяется полем обзора антенны TDRS в направлении восток-запад и задается разработчиком системы. Из зоны связи TDRS исключается участок, попадающий в «тень» Земли.
Таблица 2
Данные о пусках РКН «Зенит-Э5Х»
№/п Миссия Дата старта Параметры целевой орбиты Масса КА, кг Тип целевой орбиты Количество включений МД Схема полета
HnxHa, км i, град
1/1 DemoSat 28.03.99 655x36 011 1,25 4 500 ПГСО 2 П
2/2 DirecTV-1R 10.10.99 2 800x35 786 0,55 3 550 ПГСО 2 ПП
3 ICO* 12.03.00 10 115x10115 45 2 709 Высокая круговая 2 ГОМ
4/3 PAS-9 28.07.00 1 900x35 786 1,2 3 748 ПГСО 2 ПП
5/4 Thuraya 21.10.00 215x35 786 6,3 5 184 ПГСО 2 П
6/5 XM Radio 2 19.03.01 906x35 786 1,25 4 682 ПГСО 2 ПП
7/6 XM Radio 1 09.05.01 906x35 786 1,25 4 682 ПГСО 2 ПП
8/7 Galaxy IIIC 15.06.02 361x41 440 0 4 850 ПГСО 2 П
9/8 Thuraya D2 10.06.03 1 200x35 786 6,3 5 212 ПГСО 2 П
10/9 EchoStar IX 08.08.03 760x35 786 0 4 737 ПГСО 2 П
11/10 Galaxy 13 01.10.03 2 380x35 786 0 4 090 ПГСО 2 ПП
12/11 Estrela do Sul 11.01.04 760x35 786 0 4 772 ПГСО 2 П
13/12 Direc TV-7S 04.05.04 200x35786 0 5 565 ПГСО 1 О
14 Telstar-18** 29.06.04 760x35 786 0 4 780 ПГСО 2 П
15/13 XM-Radio-3 01.03.05 2 468x35 786 0 4 731 ПГСО 2 ПП
16/14 Spaceway-1 26.04.05 250x34 128 0 6 080 ПГСО 1 О
17/15 IntelSat-A8 23.06.05 202x35 636 0 5 500 ПГСО 1 О
18/16 InmarSat 4 08.11.05 310x35 786 3 5 959 ПГСО 2 П
19/17 EchoStar X 16.02.06 1 685x35 726 0 4 335 ПГСО 2 ПП
20/18 JCSat-9 12.04.06 1 685x35 726 0 4 403 ПГСО 2 ПП
21/19 Galaxy-16 17.06.06 2 300x35 636 0 4 639 ПГСО 2 ПП
22/20 Koreasat-5 22.08.06 2 925x35 636 0 4 550 ПГСО 2 ПП
23/21 XM Radio-4 30.10.06 1 235x36 109 0 5 193 ПГСО 2 ПП
24 New Skies-8*** 01.02.07 250x37 246 0 5 920 ПГСО 1 О
25/22 Thuraya D3 15.01.08 740x35 786 6,2 5 180 ПГСО 2 ПП
26/23 DirecTV 11 20.03.08 250x36 482 0 5 960 ПГСО 2 П
27/24 Galaxy-18 21.05.08 2 550x35 636 0 4 642 ПГСО 2 ПП
28/25 EchoStar XI 16.07.08 750x36 636 0 5 581 ПГСО 2 ПП
29/26 Galaxy-19 24.09.08 2 810x35 636 0 4 692 ПГСО 2 ПП
30/27 Sicral 1B 20.04.09 8 606x35 666 0 3 120 ПГСО 2 ПП
31/28 Atlantic Bird 24.09.11 1 600x35 636 0 4 648 ПГСО 2 ПП
32/29 IntelSat-19 19.03.12 870x35 636 0 5 600 ПГСО 2 ПП
33/30 IntelSat-21 01.06.12 280x35 786 0 5 984 ПГСО 1 О
Примечания: № — номер пуска; п — номер успешного пуска; На — высота апогея; П — перигейная; ПП — постпери-гейная; О — одноимпульсная; ГОМ — гомановский переход; * — аварийное прекращение полета на участке работы РН; ** — преждевременное выключение МД РБ при втором включении; *** — маршевый двигатель I ступени РН не вышел на расчетный режим.
Зона связи НИП или СКС интерпретируется внутренностью конуса с вершиной в точке расположения НИП и углом полураствора ß = 0,5п - 5m, где 5m — минимальный угол места, при котором возможен прием информации. Сечением этого конуса плоскостью экватора является гипербола (более детально см. работу [6]).
В отличие от координат TDRS и НИП, координаты Солнца во вращающейся системе координат зависят от даты, времени старта и полетного времени. Пусть a и 5 — прямое восхождение и склонение Солнца на некоторый опорный момент времени т0. Тогда единичный вектор направления на Солнце
S0 = (cos a cos 8, sin a cos S, sin 5)T.
Линией терминатора является окружность, получающаяся при пересечении сферы радиуса Земли R3 плоскостью, нормальной к SQ и проходящей через центр Земли, а проекция терминатора на экваториальную плоскость представляет собой эллипс с полуосями a = R sin 5 , b = R.
т З ' т З
Сечение цилиндра тени экваториальной плоскостью также представляет собою эллипс с полуосями аи = R,, / |sin 5|, bu = R,,, который трансформируется при 5 = 0 в пару параллельных прямых. Изменение положения Солнца при изменении даты и времени старта легко отслеживается визуально.
В качестве примера на рис. 3, 4 приведены форматы отображения траектории выведения КА Galaxy-8iR на ПГСО с параметрами Нп = 3 114 км, Ha = 35 810 км, i = 0°. Чтобы избежать информационной перегрузки в рамках одного формата, границы семиградусных зон связи НИП-6 (Петропавловск-Камчатский), НИП-13 (Улан-Удэ), НИП-14 (Щелково, М.О.), НИП-15 (Уссурийск), НИП-23 (Байконур), СКС представлены на рис. 3, а зон связи спутников TDRSS — на рис. 4.
На этапах проектирования полетов форматы использовались для выбора средств контроля, оценки освещенности элементов КА в зависимости от ориентации орбитального блока, даты и времени старта, территориальной привязки МИП, анализа расположения антенн относительно направления на TDRS, уточнения циклограммы полета, планирования сеансов радиоконтроля орбиты, комплексной проверки расчетных результатов.
Космический аппарат после отделения от РБ находится в пассивном полете, затем совершает маневр довыведения на рабочую орбиту.
Миссия: Galaxy 8iR
Дата старта (UTC): Время старта ( UTC):
Целевая орбита
Большая полуось:
Эксцентриситет:
Наклонение:
Прямое восхождение перигея: Высота перигея: Высота апогея:
01.04.2003 18:17:52.00
25 840,238 км 0,63266937 0°
85,7605° 3 113,774 км 35 810,429 км
Рис. 3. Траектория выведения КА Galaxy-8iR и зоны радиовидимости измерительных пунктов: ОКА — отделение космического аппарата: — границы зон радиовидимостей
Миссия: Galaxy 8iR
Дата старта ( UTC): 01.04.2003
Время старта (UTC): 18:17:52.00
Целевая орбита
Большая полуось: 25 840,238 км
Эксцентриситет: 0,63266937
Наклонение: 0°
Прямое восхождение перигея: 85,7605°
Высота перигея: 3 113,774 км
Высота апогея: 35 810,429 км
Рис. 4. Траектория выведения КА Galaxy-8iR и зоны радиовидимости TDRSS (спутники-ретрансляторы F3, F6, F7):
■ ■■■■■ — границы зон радиовидимостей
Разгонный блок в автономном полете после отделения КА останавливает свое вращение, разворачивается так, чтобы его продольная ось отклонилась от расчетной ориентации на 10.20° на момент отделения КА для предотвращения загрязнения КА. В таком положении РБ находится некоторое время, затем ориентируется таким образом, чтобы бортовая антенна была направлена на определенный спутник-ретранслятор с целью передачи телеметрической информации о полете.
После сеанса связи с TDRS разгонный блок изменяет ориентацию для выполнения маневра увода с целью предотвращения соударения с космическим аппаратом на рабочей орбите. Увод РБ на орбиту хранения выполняется двигателями малой тяги, а после их выключения проводится сброс газов и остатков топлива.
Таким образом, разгонный блок остается на орбите хранения в безопасном состоянии.
Точность выведения
Точность выведения является функцией параметров целевой орбиты, схемы выведения и продолжительности полета. Данные по заявляемым точностям высоты перигея Н, высоты апогея На и наклонения i на переходной к геостационарной орбите для ряда современных средств выведения, предлагаемых на рынке коммерческих услуг соответствующими «Справочниками пользователя» [2], [7-11], приведены в табл. 3.
Как видно из данных табл. 3, точностные характеристики «Зенит-3SZ» сравнимы или превосходят точности РКН аналогичного класса, несмотря на то, что пуски проводятся с подвижной стартовой платформы.
Таблица 3
Заявленные точности выведения (ст) на ПГСО
Средства выведения Отклонения контролируемых параметров
АНп, км АНа, км Ai, град
«Зенит-35Х» 4,3 35 0,11
«Зенит-ЗбХВ» 13 33 0,033
Long March 10 70 0,07
Ariane 5 1,3 80 0,02
«Союз» (Куру) + + «Фрегат» 3,3 65 0,033
«Протон»+«Бриз-М» 120 50 0,1
Шф = 0,06 км, Сф = 0,13 км; mф = 15,15 км, Сф = 11,65 км;
На рис. 5, а, б, в приведены фактические отклонения AH, AH , Ai в зависимости
п a
от номера успешного пуска n соответственно. Значения математического ожидания и среднеквадратичного отклонения Сф по результатам обработки 30 успешных пусков составляют: для АНп для AHa
для Ai — Шф= "2,03-10-4 град, Сф = 5,73-10-4 град. Отклонения определялись непосредственно перед отделением КА на основании бортового навигационного вектора. При этом максимальные отклонения составили:
AH = +0,54 км (0,13с), n =2;
п max ' 4 ' п '
AH = +43,4 км (1,24с), n =1;
a max ' v ' /' '
Aimax = +0,0006 град (0,005c), n = 25. Ошибка оценки точности выведения, обусловленная погрешностями знания бортового вектора состояния, может быть исключена после внедрения аппаратуры спутниковой навигации в состав системы управления разгонного блока.
АД,, км 0,6 -0,5 " 0,4 " 0,3 " 0,2 " 0,1 " О " -0,1 -
о
о
с
О о u п г I ОС п о > О 1 о о с
V V ö , 6 ° ° 1
a)
<>
О
л
о
л < > лл ло
«О < > о, . • < .0 <
о Ф «о
1 1 О 1
ля,
а
50 45" 40 35 30 25 20 15" 10 5" 0 -5"
Ai, град
0,0007--
0,0006--
0,0005--
0,0004--
0,0003--
0,0002--
0,0001--=-0 I
—0,0001--
-0,0002--
б)
в)
Рис. 5. Графики отклонения контролируемых параметров:
а, б, в — для высоты перигея Нп и апогея На, наклонения I соответственно
Выводы
Опыт эксплуатации системы «Морской старт» подтвердил обоснованность и эффективность проектно-баллистических решений, предложенных и реализованных в ГКБ «Южное», РКК «Энергия» и НПЦ АП при ее разработке.
В целом эта система является наиболее безопасным, эффективным и высокоточным современным средством выведения повышенной надежности.
Авторы выражают благодарность И.В. Купцо-вой за помощь при сборе и обработке статистической информации.
Список литературы
1. Легостаев В.П. Старт с поверхности океана // Полет. 1999. № 2. С. 3-14.
2. Sea Launch. User's Guide. Rev. D. WA: Boeing Commercial Space Company, 2008.
3. Панчуков АА. Нетрадиционная задача межорбитального маневрирования // Космонавтика и ракетостроение. 2011. № 4. С. 27-34.
4. Sea Launch. User's Guide. Rev. A. WA: Boeing Commercial Space Company, 1998.
5. Панчуков А.А. Определение программной ориентации орбитального блока при запусках космических аппаратов по программе «Морской старт» // Космонавтика и ракетостроение, 2003. № 4(33). С. 165-175.
6. Панчуков А.А. Формат отображения характеристик траекторий выведения космического аппарата в плоскости экватора // Космонавтика и ракетостроение. 2003. № 4(33). С. 159-164.
7. Land Launch. User's Guide. Rev. D. WA: Boeing Commercial Space Company, 2004.
8. Long March LM-3C, User's Manual. CHINA ACADEMY OF LAUNCH VEHICLE TECHNOLOGY, 1998.
9. Arian 5. User's Manual. ARIANESPACE. Issue 5. Rev. 1. 2011.
10. Soyuz. User's Manual. ARIANESPACE. Issue 2. Rev. 0. 2012.
11. Proton LSMP Guide. INTERNATIONAL LAUNCH SERVICES. Rev. 7. 2008.
Статья поступила в редакцию 13.12.2012 г.
