CC BY
24УДК 629.788:523.34
парирование переносов запусков в четырёхпусковой схеме высадки на поверхность луны
© Муртазин р.ф., Беляева Е.К., 2022
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: [email protected]
В настоящее время пилотируемая космонавтика стремится к возобновлению лунных миссий. В России разрабатывается национальная лунная программа, включающая в себя полёт на полярную окололунную орбиту и высадку человека на лунную поверхность. Для доставки человека на поверхность Луны рассматриваются различные сценарии полёта, в числе которых двух-пусковая схема с использованием ракет-носителей сверхтяжёлого класса «Енисей», а также четырёхпусковая схема на базе ракет-носителей тяжёлого класса «Ангара-А5В».
В статье авторами подробно рассмотрена четырёхпусковая схема отлёта к Луне, включающая в себя доставку на полярную окололунную орбиту лунного взлётно-посадочного корабля и пилотируемого транспортного корабля с экипажем на борту, а также посадку на поверхность Луны. Проведён анализ основных баллистических ограничений рассматриваемой схемы, и предложен подход, обеспечивающий реализацию миссии в случае переноса запусков элементов транспортной системы.
Ключевые слова: лунная программа, четырёхпусковая схема, полярная окололунная орбита, пилотируемый корабль, нештатная ситуация, транспортная система.
EDN: RJKHJF
countering postponements of launches in a four-launch lunar landing mission scenario
Murtazin R.F., Belyaeva E.K.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin st, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]
Manned spaceflight is currently considering resumption of lunar missions. The national Lunar Program is being developed in Russia which will include a mission to a polar circumlunar orbit and humans landing on the lunar surface. Various mission scenarios are being considered for delivering humans to the lunar surface, including a two-launch scenario using super-heavy launch vehicles Yenisei, as well as a four-launch scenario based on heavy launch vehicles Angara A5V.
The paper addresses in detail the four-launch lunar mission scenario, which includes delivery to the circumlunar orbit of a lunar ascent and descent vehicle and a crew transportation spacecraft with a crew onboard, as well as landing on the lunar surface. It provides an analysis of key trajectory constraints in this scenario and proposes an approach assuring that the mission is carried out even in case of postponements of launches of the transportation system elements.
Key words: Lunar program, four-launch mission scenario, polar circumlunar orbit, manned spacecraft, off-nominal situation, transportation system.
МУРТАЗИН Р.Ф. БЕЛЯЕВА E.K.
МУРТАЗИН Рафаил Фарвазович — доктор технических наук, заместитель руководителя НТЦ - начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
MURTAZIN Rafail Farvazovich — Doctor of Science (Engineering), Deputy Head of STC - Head of Department at RSC Energia, e-mail: [email protected]
БЕЛЯЕВА Екатерина Константиновна — инженер-математик 1 категории РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
BELYAEVA Ekaterina Konstantinovna — Engineer-mathematician 1 category at RSC Energia, e-mail: [email protected]
Введение
Задача достижения окололунной орбиты, а затем и поверхности Луны при проведении пилотируемых миссий была успешно решена более 50 лет назад при выполнении программы «Аполлон», в которой применялась однопусковая схема прямого перелёта с использованием ракеты-носителя (РН) сверхтяжёлого класса «Сатурн-5» [1]. Полезной нагрузкой РН была связка, состоящая из командно-служебного и лунного модулей. После перехода связки на низкую окололунную орбиту лунный модуль отделялся от командно-служебного и выполнял посадку на поверхность Луны. Максимальная продолжительность пребывания
экипажа из двух астронавтов на поверхности Луны составляла около трёх суток, после чего взлётная ступень с герметичной кабиной экипажа стартовала на лунную орбиту для стыковки с командным отсеком, который затем выполнял отлёт к Земле. Подобные схемы экспедиций на поверхность Луны планировались и в советской лунной программе [2].
Сегодня трендом мировой пилотируемой космонавтики вновь стала Луна, но поставленные задачи значительно усложнились. Так, целью будущих лунных миссий становится развёртывание лунной базы в районе Южного полюса Луны, где были открыты большие скопления воды в виде льда [3].
Для выполнения этой задачи в российской лунной программе рассматривается двухпусковая схема с раздельной доставкой на окололунную орбиту лунного взлётно-посадочного корабля (ЛВПК) для высадки экипажа на лунную поверхность и пилотируемого транспортного корабля (ПТК) «Орёл», который доставит экипаж на полярную низкую окололунную орбиту (НОО). Для выведения на околоземную орбиту ЛВПК и ПТК «Орёл» потребуется использование двух РН сверхтяжёлого класса «Енисей». При этом в связке с перечисленными объектами на околоземную орбиту доставляются кислородно-водородный разгонный блок (РБ) тяжёлого класса (КВТК), выполняющий отлётный импульс к Луне, и межорбитальный блок, окончательно переводящий ЛВПК или ПТК на НОО.
В январе 2021 г. Совет Российской академии наук по космосу рекомендовал отложить создание сверхтяжёлой ракеты, и на данный момент техническое проектирование ракеты «Енисей» приостановлено, что приводит к необходимости рассмотрения других подходов, обеспечивающих решение задачи высадки российских космонавтов в районе Южного полюса Луны.
Четырёхпусковая схема
Одним из таких подходов может быть четы-рёхпусковая схема с использованием РН тяжёлого класса «Ангара- А5В». В этой схеме предполагается запуск всех элементов транспортной системы (ТС) с космодрома Восточный в следующей последовательности. Первая РН (рис. 1, 1) доставляет на околоземную орбиту связку, состоящую из ЛВПК и РБ,
в двухпусковои схеме, является перевод ЛВПК на НОО. Связка ЛВПК + РБ, в свою очередь, ожидает запуска КВТК на второй РН (рис. 1, 2) для последующей стыковки. Из-за высокой скорости испарения водородного компонента топлива КВТК имеет ограниченное время функционирования, исчисляемое несколькими часами, поэтому стыковка должна выполняться по быстрой схеме [4]. После выполнения отлётного импульса КВТК отделяется, и связка переходит на транслунную траекторию. Разгонный блок отделяется от ЛВПК после выдачи тормозного импульса в окрестности Луны и перехода на круговую полярную низкую окололунную орбиту (рис. 1).
Рис. 1. Доставка ЛВПК на полярную низкую окололунную орбиту (НОО):
кислородно-водородный
функцией которого, как и ЛВПК — лунный взлётно-посадочный корабль; КВТК у межорбитального блока разгонный блок тяжёлого класса; РБ — разгонный блок
и это был существенный аргумент против использования двух-пусковых схем для организации лунных миссий в 1960-х гг. Появление в наше время возможности «ожидания» экипажем на борту ОС успешного запуска РН с КВТК позволяет значительно увеличить надёжность четырёхпусковой схемы.
Ниже будут рассмотрены основные баллистические ограничения представленной схемы и подход, обеспечивающий баллистические условия для парирования нештатных ситуаций, связанных с переносом старта РН.
Л ВПК на НОО
ноо
Российская станция
Стыковка ПТК-М + РБ с российской, станцией
V
^ ПТК-М + РБ
Третий и четвёртый запуски РН (рис. 2) обеспечивают доставку на НОО пилотируемого корабля, в качестве которого рассматривается уменьшенная разновидность ПТК «Орёл» — ПТК-М «Орлёнок». Как и в случае с ЛВПК, первым на околоземную орбиту выводится связка, состоящая из ПТК-М с экипажем и РБ (рис. 2, 3), а затем КВТК (рис. 2, 4). Так как между двумя запусками РН существует довольно продолжительный временной перерыв, обусловленный технологическими особенностями подготовки стартового стола, в сценарии четырёхпусковой схемы предусмотрена промежуточная стыковка ПТК-М с околоземной о р б и-тальной станцией (ОС), где экипаж будет находиться в ожидании запуска КВТК. После стыковки связки ПТК-М + РБ с КВТК последующие операции перевода ПТК-М на НОО аналогичны схеме доставки ЛВПК. На окололунной орбите ПТК-М стыкуется с ЛВПК для последующей высадки экипажа на лунную поверхность (рис. 2). Предполагается, что экипаж проведёт на Луне около двух недель, а затем с помощью двигательной установки ПТК-М вернётся на Землю.
Рассмотренная схема, включающая в себя запуск четырёх РН с одного космодрома и четырёх элементов ТС с использованием ОС со стыковками как на околоземной, так и на окололунной орбитах, является достаточно сложной, и её надёжность существенно зависит от устойчивости к возможным переносам дат стартов отдельных РН. Например, при отработке первых стыковок в программе Gemini вероятность реализации двух Рис. 2. Доставка пилотируемого транспортного корабля (ПТК-М) с экипажем " •'на полярную низкую окололунную орбиту (НОО): КВТК — кислородно-водородный
последовательных запусков разгонный блок тяжёлого класса; ЛВПК — лунный взлётно-посадочный корабль;
РН была меньше 60% [4], РБ — разгонный блок
основные ограничения
На представленную четырёхпусковую схему высадки на поверхность Луны накладываются следующие основные баллистические ограничения:
• между запусками каждой РН должен соблюдаться интервал не менее одного месяца. Это обусловлено тем, что на космодроме Восточный предполагается один стартовый стол для РН тяжёлого класса «Ангара-А5В», таким образом, предстартовая подготовка наземной инфраструктуры для осуществления запуска занимает не менее 30 дней;
• возможность выхода на транслунную траекторию с орбиты ОС наклонением 51,6° наступает один раз в 10 сут, а с орбиты наклонением 97° — один раз в 15 сут [5]. Такое ограничение обусловлено прецессией орбиты станции и движением Луны вокруг Земли. Луна движется по орбите вокруг Земли со скоростью ~13 °/сут, а прецессия околоземной орбиты наклонением 51,6° составляет ~5°/сут в обратном направлении. Таким образом, относительное изменение угла между плоскостью орбиты ОС и плоскостью транслунной траектории составляет 18°/сут, что обуславливает возможность перелёта к Луне один раз в 10 сут. В случае расположения ОС на орбите наклонением 97° прецессия её плоскости составляет 1 °/сут, но теперь уже в направлении движения Луны, т. е. изменение угла между плоскостями в этом случае составит 12 °/сут, и выход на транслунную траекторию с орбиты ОС возможен один раз в 15 сут;
• для обеспечения стыковки на окололунной орбите ЛВПК и ПТК-М требуется выведение последнего в плоскость сформированной ранее орбиты ЛВПК. Такая возможность появляется один раз за 14 сут (половину лунного месяца) при запуске с Земли за счёт выбора направления подхода к Луне (с Северного или Южного полюса) [6].
оптимальной
формирование четырёхпусковой схемы полёта к луне
Вначале рассмотрим подход по определению дат проведения всех запусков РН, исходя из заявленных ограничений. Формирование условий для реализации миссии предлагается начинать от момента запуска четвёртой РН, как показано на рис. 3. Допустим, что этот момент соответствует дате 01.05, которая строго определяется возможностью выхода с орбиты ОС на транслунную траекторию, появляющейся, как было отмечено выше, каждые 10 или 15 сут, в зависимости от наклонения орбиты ОС.
Между пуском четвёртой и третьей РН никаких ограничений, кроме интервала в 30 дней, не накладывается, так как третья РН выводит на околоземную орбиту ПТК-М для его последующей стыковки с орбитальной станцией, а этот запуск можно провести
любые
сутки,
начиная
околозем-стыкуется а затем
практически в от 01.04 и ранее.
Вторая РН выводит на ную орбиту КВТК, который с ЛВПК по быстрой схеме, выполняет отлётный импульс к Луне, т. е. практически в дату пуска. Поэтому для «попадания» ЛВПК в заданную плоскость, определяемую отлётом к Луне ПТК-М, необходимо, чтобы между пусками второй и четвёртой РН соблюдалась кратность в 14 сут. Как видно из рис. 3, в марте пуск второй РН можно было бы выполнить либо 20.03, либо 06.03 при соблюдении кратности в 14 сут, но из-за ограничения по месячной продолжительности подготовки стартового стола возможность пуска появляется только в феврале — 20.02.
Рис. 3. Пример формирования четырёхпусковой схемы
Первая РН, которая выводит ЛВПК на околоземную орбиту, также не подвержена баллистическим ограничениям, кроме соблюдения интервала в один месяц, оговорённого для подготовки наземной инфраструктуры космодрома, т. е. в качестве даты может рассматриваться 20.01.
Итак, на представленном примере показан подход с формированием номинальной схемы проведения четырёх-пусковой схемы, удовлетворяющей всем ограничениям, с датами запусков РН 20.01; 20.02; 01.04 и 01.05. Следующий вопрос, на который необходимо ответить: каким образом и до каких пределов можно реформировать эту схему в случае возможных переносов стартов отдельных РН?
Парирование переносов стартов рн
Ниже приводится анализ четырёх-пусковой схемы на случай переносов даты старта каждой из РН с определением резервных дат пуска, обеспечивающих оптимальный перелёт на полярную окололунную орбиту.
При проведении расчётов принималось, что стартовая масса ПТК-М составляет 19 т. Не вдаваясь в подробности собственно схемы перелёта, отметим, что при использовании РН «Ангара-А5В» и КВТК за счёт оптимизации баллистической схемы полёта ПТК-М удалось обеспечить резерв по топливу (для орбиты станции 51,6° — 2,5 т, для 97° — 1,6 т), который в дальнейшем использовался для определения резервных дат пуска.
При переносе запуска первой РН даты старта каждой следующей РН должны переноситься вперёд по графику
(рис. 3) на период времени, кратный 10 сут для наклонения орбиты околоземной орбитальной станции 51,6° или кратный 15 сут для наклонения 97°.
При успешном пуске первой РН, но срыве запуска второй РН последовательность действий аналогична описанному выше, так как ЛВПК, являясь беспилотным объектом, может ожидать в автономном режиме успешной реализации запуска КВТК, который может выполняться через период времени, кратный 14 сут.
Третья РН должна осуществить доставку ПТК-М с экипажем на борт околоземной ОС. Таким образом, в случае переноса запуска третьей РН резервная дата должна формироваться с учётом всех ограничений, накладываемых на запуск четвёртой РН.
При моделировании всей миссии было определено, что при переносе даты старта четвёртой РН необходимо соблюдать все накладываемые ограничения: учитывать кратность, так как ЛВПК находится на сформированной окололунной орбите, а также требуется подбирать резервную дату с учётом возможности выхода на транслунную траекторию с орбиты ОС.
В таблице приведены допустимые сутки повторного запуска четвёртой РН с КВТК для околоземной орбитальной станции наклонением 51,6° и 97° и соответствующая длительность перелёта, позволяющая обеспечить переход ПТК-М в плоскость окололунной орбиты ЛВПК.
При определении резервных дат старта четвёртой РН, ввиду ограниченных запасов характеристической скорости ПТК-М, предлагается рассматривать только возможность оптимальных перелётов.
время повторного старта четвёртой рн «Ангара-А5в» с квтк для обеспечения попадания Птк-М в плоскость орбиты лБПк
Наклонение орбиты ОС Количество суток от номинальной даты старта (длительность перелёта в сутках)
51,6° 0 (3,5) — 29,7 (2,5) 39,6 (4,5) 69,3 (2,5) 108,9 (2,5) 138,6 (2,5) 147,5 (4,5) —
97° 0 (4,5) 14,75 (3,5) 29,5 (2,5) — — — — — 162,2 (4,5)
Примечание. ■ — недопустимо высокие затраты топлива; ■ — затраты топлива, превышающие номинальные; — затраты топлива, сравнимые с номинальными
Как видно из таблицы, варьируя длительность перелёта, можно обеспечить переход ПТК-М в плоскость окололунной орбиты ЛВПК с затратами топлива, сравнимыми с номинальными (зелёные ячейки). Однако при запуске через 108,9 сут (для 51,6°) и 162,2 сут (для 97°) от номинальной даты требуется выполнить поворот плоскости прилётной орбиты по долготе восходящего узла на 1...5° для попадания в плоскость орбиты ЛВПК, что требует дополнительных затрат из имеющегося резерва топлива. Красным цветом в таблице отмечены даты старта, когда поворот плоскости окололунной орбиты составит 10...30°, что превосходит имеющийся резерв топлива и считается невозможным для успешного выполнения миссии.
заключение
Представленная схема парирования переносов дат старта показывает устойчивость предложенной четырёхпуско-вой схемы высадки на поверхность Луны с использованием ОС к возможным переносам запусков РН, обеспечивающих последовательное выведение элементов транспортной системы.
Наиболее критическим является запуск последней — четвёртой РН, выводящей КВТК для выполнения
отлётного импульса, переводящего ПТК-М на траекторию полёта к Луне. Оптимальные резервные даты запуска четвёртой РН с КВТК для орбиты 51,6° наступают через ~30 и ~40 сут от номинальной даты старта, а для орбиты 97° - через ~15 и ~30 сут.
Список литературы
1. Мировая пилотируемая космонавтика: История. Техника. Люди / Под ред. Ю.М. Батурина. М.: РТСофт, 2005. 747 с.
2. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. В.П. Легостаева, В.А. Лопоты М.: РКК «Энергия», 2011. 584 с.
3. Макушенко Ю.Н., Муртазин Р.Ф., Зарубин Д.С. Космический порт для доставки экипажа на поверхность Луны // Космическая техника и технологии. 2019. № 2(25). С. 5-13.
4. Murtazin R., Sevastiyanov N., Chudinov N. Fast rendezvous profile evolution: From ISS to lunar station // Acta Astronautica. 2020. V. 173. P. 139-144.
5. Егоров В.А., Гусев Л.И. Динамика перелёта между Землей и Луной. М.: Наука, 1980. 544 с.
6. Левантовский В.И. Механика космического полёта в элементарном изложении. М.: Наука, 1974. 487 с. Статья поступила в редакцию 25.05.2022 г. Окончательный вариант — 07.07.2022 г.
References
1. Baturin Yu.M. (scientific editor). Mirovaya pilotiruemaya kosmonavtika: Istoriya. Tekhnika. Lyudi [World manned cosmonautics. Story. Technique. People]. Moscow, RTSoft publ., 2005, 752 p. (in Russian).
2. Legostaev V.P., Lopota V.A. (scientific editors). Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step toward the development of the solar system exploration]. Moscow, RSC "Energia" publ., 2011, 584 p. (in Russian).
3. Makushenko Yu.N., Murtazin R.F., Zarubin D.S. Kosmicheskii port dlya dostavki ekipazha na poverkhnost' Luny [The cislunar spaceport for the crew delivery to the Lunar surface]. Space Engineering and Technology, 2019, no. 2(25), pp. 5-13. (in Russian).
4. Murtazin R., Sevastiyanov N., Chudinov N. Fast rendezvous profile evolution: From ISS to lunar station. Acta Astronautica, 2020, vol. 173, pp. 139-144.
5. Egorov V.A., Gusev L.I. Dinamika pereleta mezhdu Zemlei i Lunoi [The dynamics of the flight between the Earth and the Moon]. Moscow, Nauka publ., 1980. 544 p. (in Russian).
6. Levantovskiy V.I. Mekhanika kosmicheskogo poleta v elementarnom izlozhenii [The mechanics of space flight in an elementary presentation]. Moscow, Nauka publ., 1974, 487 p. (in Russian).
