ИССЛЕДОВАНИЕ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ ДЛЯ ВОЗВРАЩЕНИЯ ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА С ГСО Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УДК. 629.765.001.2..574 (04)

ИССЛЕДОВАНИЕ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ ДЛЯ ВОЗВРАЩЕНИЯ

ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА С ГСО

Е.А. Щербакова

В работе проводится исследование проекта космического аппарата (КА) на базе существующих разгонных блоков (РБ) с задачей возвращения с геостационарной орбиты (ГСО) отказавших искусственных спутников Земли (ИСЗ) с предварительным анализом массово-энергетических характеристик возможных вариантов операции. Рассматриваются три варианта возможных сценариев операции возвращения полезного груза. По результатам проведенных расчетов делаются выводы с указанием наиболее выгодного варианта возвращения полезного груза.

В процессе эксплуатации геостационарных спутников возникают ситуации, когда вследствие отказа систем спутник становится неуправляемым. Поскольку данный объект не воспринимает команды с центра управления, его невозможно сместить с геостационарной орбиты, что создает опасность экологического загрязнения ГСО.

Ставится задача разработки концепции разгонного блока, возвращающего неработающий ИСЗ в земную атмосферу.

Конструкция данного разгонного блока имеет основой существующие разгонные блоки для геостационарных операций. Разница заключается в том, что вместо полезного груза - в виде геостационарного ИСЗ блок содержит дополнительные топливные баки и устройство стыковки со спутником, при чем ответным стыковочным узлом в обязательном порядке должны оснащаться все геостационарные спутники.

Учитывая все энергетические возможности носителя и разгонного блока, можно записать соотношение:

тпн = mТд • (1 + атО ) + mcт ,

где:

тпн - масса полезного груза, выводимого РБ на ГСО; ттд - масса дополнительного топлива для разгонного блока; аТО - относительная масса топливного отсека; тст - масса стыковочного узла

В процессе выполнения возвращения полезного груза происходят следующие операции:

- сближение со спасаемым полезным грузом (неработающим РБ) и стыковка с ним;

- ориентация объектов в пространстве;

- выдача импульса скорости в соответствии со сценарием операции.

В качестве возможных сценариев операции предлагаются следующие варианты:

1. Сведение спутника и блока с орбиты и затопление их в экваториальной области без спасения.

2. Спасение спутника и блока с посадкой в заданный район северного полушария.

3. Спасение блока без спасения спутника, причем блок совершает посадку в заданном районе, а спутник затапливается в экваториальной области.

Для всех вариантов используется принцип параболического перехода А. Штернфельда с целью снижения энергетических затрат на операцию.

Очевидно, варианты 1 и 2 соответствуют максимальной и минимальной массе спасаемого груза, а вариант три при этом занимает промежуточное значение. В последующей методике прилагается аналитически определить массы спасаемого груза в первом, втором и третьем случае.

Вариант 1. Возвращение полезного груза без спасения.

Пусть известны:

то - стартовая масса разгонного блока;

У - характеристическая скорость геостационарной операции;

У2 - характеристическая скорость для возвращения с учетом параболического перехода; V3 - характеристическая скорость операции стыковки;

а

ТО? Г ду

Уду, Ипр, 1уд - массовые характеристики топливного отсека, прочих элементов и

массово-энергетические характеристики двигателя; по - тяговооруженность блока.

В этом случае может быть использовано массовое уравнение разгонного блока в виде:

Ипн = И - ((1 -Ик ) • аТО +Уду ■ По ■ ёо ) • (1 + Ипр )

И = еХР

' V! ^

*1

V * уд

I,

тпн = то • Ипн

При этом дополнительная масса топлива определяется по формуле:

т (тпн - тСТ )

тТд =-

(1 + ато )

т = (то ■Ипн - тст )

или: ттд =-тЛ-:-

(1 + ато )

Далее определяются затраты топлива на стыковку ( ттст ):

с

1 - ехр

С У^

V 1удСТ ))

где 1 удст - удельный импульс двигателей для стыковки. Оставшиеся запасы топлива составляют:

т ^^^ Тд ^^^ ТС Т

тТ =

(тпн ~ тст)

(1 + ато )-т„н (1 )

(

где МХ3 = ехР

Л3

\

I.

V " удСТ у

Стартовая масса блока с пристыкованным ИСЗ составляет:

тстарт = т0 - тТСТ + тСП

где тсп - масса спасаемого груза.

Конечная масса блока при этом составляет: тКОн = т01 - тТ

т т

Относительная конечная масса составляет: МК2 =

т

тг,

или

=1

тТ

тп

Затраты топлива на стыковку определяются по формуле:

тТСТ = тпн

•(1 ^ )

где: = ехр

I

лЛ

V 1Удст У

удст - удельный импульс двигателей стыковки

Оставшиеся запасы топлива (тТ 1) составляют:

При массе всего блока (т01):

т01 тпн ^ттСТ

Стартовая масса блока перед операцией возвращения составит:

тстарт = т01 + тсп

где тсп - масса спасаемого груза.

Конечная масса блока составляет:

Соотношение стартовой и конечной массы должно соответствовать энергетике операции,

т.е.:

Мк.2 = еХР

( V л у 2

V 1уд У

ткон = т01 + тсп - тТ 1

или

-= 0к2

т01 + тсп

Откуда следует формула для определения массы спасаемого груза (тсп):

т„„ =

1 -0к

тТ1

-Щл

Вариант 2. Спасение спутника и блока с посадкой в заданном районе.

Для данного варианта характерны следующие изменения в модели:

- меняется значение характеристической скорости возвращения , поскольку реализуется посадка в заданном районе;

- появляется масса системы спасения, которая зависит от суммарной массы спасаемого груза:

тспас =(тсух + тсп )'0сп

где тсух - сухая масса блока без учета системы спасения. тсух = т0 к - ((1 - 0*1 } аТО +У П0 ■ £ 0 К1 + 0пр ))

тсп - масса спасаемого ИСЗ;

0чп - относительная масса системы спасения.

Для решения задачи определение тсп в данном варианте предлагается итерационный метод с последовательным уточнением массы топлива на стыковку, которая на первом шаге принимается равной нулю.

Тогда конечная масса блока перед операцией схода с орбиты (без учета массы дополнительного топливного отсека) определяется формулой:

тк = (тсух + тсп М1 + 0сп ) ;

При этом стартовая масса: тстарт = тпн + тс

Конечная относительная масса: 0К, = ехР

V 1уд )

должна соответствовать энергетике

операции:

(тсух + тсп М1 + 0сп )

0к2 = -,

тпн + тсп

что приводит к итерационной формуле для расчета спасаемой массы ИСЗ тсп : т и - т (1 + - )

пнг*к2 сух V г*сп /

тсп =-Г- -

1 + 0сп -0к2

На последующих шагах итерационного процесса проводятся следующие уточнения: - определение суммарной массы системы спасения т'с+1с = (т'сух + т'сп )• Цсп;

определение массы полезного груза тпн = тпн - тспас;

т+1 = {т'ш - тСТ )

- дополнительная масса топлива тпн = —-г—;

(1 + аТо )

- масса топлива на стыковку т'7+СТ = т1^ • Цк

где Цк, = 1 - ехР

( V Л

у з

V 1' удсТ у

- оставшиеся запасы топлива т'Т+1 = тТ+1 - т'ТсТ;

- при массе дополнительного топливного отсека т'О = тТ+1 • аТО ;

- уточнение сухой массы тС+Х = т'сух -т'т + тТ+О ;

тм • ц -т!+1 -(1 + ц )

;+1 пн г*к2 сух V г^сп /

- уточнение спасаемой массы тсп =-.

1 + ц - ц

г*сп ' к2

Вариант 3. Спасение блока без спасения спутника с посадкой блока в заданный район.

Массовые характеристики спасаемого груза определяются по методике расчета варианта 1 с учетом массы системы спасения блока:

тпн = т0 • Цпн

Цпн = Ц - ((1 - ЦК1 ^ аТО +Гду • П0 • &0 М1 + Цпр + Цсп ) Цсп = Цсп! + Ц

где Цсп1 - относительная масса тормозного экрана и парашютно-реактивной системы;

цк4 - относительная конечная масса изменения наклонения орбиты возвращения:

Цк4 = ехР

V 1уд У

По результатам проведенных расчетов можно сделать следующие выводы:

1) При возвращении полезного груза без спасения (вариант 1) возвращаемая масса больше массы выводимого полезного груза, поскольку энергетика операции возвращения с использованием биэллиптического перехода А. Штернфельда меньше чем энергетика выведения. Данный способ может быть рекомендован для операции очистки ГСО от неработающих ИСЗ. Экономическая эффективность данной операции не поддается оценки, но она значительна, поскольку это единственный способ избавится от неработающих объектов.

2) Затраты массы на средства спасения собственно спутника или собственно блока столь велики, что исключают возможность проведения таких операций.

Список использованной литературы:

1. Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., Щеверов Д.Н. Основы проектирования летательных аппаратов. М: Машиностроение, 1985. 360 с.

2. Андреевский В.В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М.: Машиностроение, 1970. 235 с.

3. Каменков Е.Ф. Траектории движения спускаемых аппаратов. М.: МАИ. 1968. 248 с. ДСП.

Сведения об авторах:

Щербакова Елена Александровна, аспирант кафедры «Космических систем и ракетостроения» Московского авиационного института (государственного технического университета); e-mail: yguar 14@yandex. ru