CC BY
15УДК 629.78:521.3
выбор параметров эллиптической орбиты базирования для повышения безопасности применения многоразовых ядерных буксиров
© 2016 г. Архангельский Н.И., Акимов в.Н., Кувшинова Е.Ю., Синицын А.А.
ГНЦ РФ-ФГУП «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» (Центр Келдыша) Ул. Онежская, 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
Проведен проектно-баллистический анализ влияния параметров эллиптических орбит базирования многоразового межорбитального буксира на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки мегаваттного класса на безопасность и эффективность его применения в программе обеспечения больших грузопотоков на геостационарную и окололунную орбиты. Показано, что в сравнении с вариантом традиционно рассматриваемой круговой радиационно безопасной орбиты высотой Н = 800 км использование высокоэллиптических орбит базирования позволяет сни-
кр s
зить примерно на два порядка длительность пребывания в единичном рейсе как самого буксира, так и выводимого полезного груза в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором». При этом может быть существенно увеличена суммарная масса грузов, доставляемых буксиром на целевую орбиту за его жизненный цикл, а также снижен в несколько раз расход ксенона на единицу массы доставляемого полезного груза.
Ключевые слова: многоразовый меж орбитальный буксир, ядерная энергоустановка, электроракетная двигательная установка, орбита базирования.
selecting parameters of elliptical basing orbit
to improve safety of nuclear reusable tugs
Arkhangelsky N.I., Akimov V.N., Kuvshinova E.Yu., sinitsyn A.A.
The State Scientific Centre of Russian Federation - Federal State Unitary Enterprise
Research Centre named after M.V. Keldysh (Keldysh Research Centre) 8 Onezhskaya str., Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
The design-ballistic analysis of the effect of parameters of elliptical basing orbits of the reusable interorbital tug based on the nuclear power plant and electrorocket propulsion system of megawatt-class safety and efficiency of its use in the program which provides heavy cargo traffic to geostationary and near-Moon orbits has been made. It is shown that in comparison with the option of traditionally considered circular radiation safe orbit of altitude Hcir = 800 km the use of high elliptical basing orbits allows to reduce by approximately two orders the duration of staying in the single flight of the tug itself and the launched pay load in the area of intensive contamination with anthropogenic space debris. In this case the total weight of the payload to be delivered by the tug to target orbit can be significantly increased during its life cycle, as well as the xenon consumption per unit of weight of the payload to be delivered can be reduced several times.
Key words: reusable interorbital tug, nuclear power plant, electrorocket propulsion system, basing orbit.
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Николай Иванович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
ARKHANGELSKY Nikolay Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
АКИМОВ Владимир Николаевич — начальник отдела Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru AKIMOV Vladimir Nikolaevich — Head of Department at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
КУВШИНОВА Екатерина Юрьевна — кандидат технических наук, старший научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
KUVSHINOVA Ekaterina Yur'evna — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
СИНИЦЫН Алексей Андреевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник Центра Келдыша, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
SINITSYN Aleksey Andreevich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at Keldysh Research Centre, e-mail: kerc@elnet.msk.ru
Одной из ключевых проблем создания и использования многоразового межорбитального буксира (ММБ) на основе ядерной энергоустановки (ЯЭУ) и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) — ММБ с ЯЭРДУ, как перспективного средства межорбитальной транспортировки нового поколения, является проблема выполнения требований по обеспечению безопасности для защиты населения и природы Земли от рисков, связанных с применением ядерного источника энергии. В частности, запуск ядерной установки и ее эксплуатация допускаются по этим требованиям на достаточно высоких радиационно безопасных орбитах (РБО) с временем орбитального существования, достаточным для распада радиоактивных продуктов деления до безопасного уровня при падении на Землю. Операции по доставке на РБО буксира с ЯЭРДУ и сменных модулей с запасом рабочего тела и полезным грузом (ПГ) должны осуществляться с помощью химических разгонных блоков (ХРБ) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).
В качестве орбиты базирования (ОБ) для ММБ с ЯЭРДУ обычно рассматривается круговая РБО с минимально допустимой
высотой Н = 800 км. Такая ОБ отвечает
кр
условию максимального использования высокоэффективных электроракетных двигателей буксира с целью доставки максимальных по массе квантов ПГ [1, 2]. Однако на настоящий момент эта орбита находится в зоне, имеющей наиболее высокую плотность засорения техногенным космическим «мусором», столкновения с которым могут привести к повреждению ММБ и, соответственно, к уменьшению срока его активного функционирования. Увеличение высоты круговой ОБ ядерного буксира до величины Нкр > 2 000 км, требуемой для снижения риска столкновения с космическим «мусором» до приемлемого уровня, неизбежно приведет к снижению масс доставляемых на ОБ буксира и сменных модулей (из-за низкого удельного импульса ЖРД используемых ХРБ) и, как следствие, к снижению массы полезного груза, доставляемого буксиром на целевую орбиту.
В связи с этим в данной работе оценена целесообразность базирования ММБ с ЯЭРДУ на более энергоемких эллиптических радиационно безопасных орбитах для повышения эффективности доставки ПГ на целевую орбиту при обеспечении резкого (на ~2 порядка) снижения длительности пребывания буксира в зонах интенсивного загрязнения космическим «мусором». В качестве базовой РБО для ММБ с ЯЭРДУ принята круговая орбита высотой 800 км. Исследовался переход к эллиптическим ОБ с различными значениями высоты апогея (На = var), угла наклонения плоскости орбиты (i = var) и фиксированной высотой перигея Нп = const = 800 км.
Исследование выполнено на примере задач по доставке ПГ с космодрома «Восточный» на геостационарную (ГСО) и на окололунную полярную орбиты.
Состав, схема развертывания и функционирования ммБ
Межорбитальный буксир с ЯЭРДУ, состоящий из основного и сменного модулей, совершает челночные рейсы между ОБ и целевой орбитой. Основной (энергодвигательный) модуль является многоразовым. Одноразовый сменный модуль (СМ) с запасом рабочего тела для ЭРДУ (ксенона) и выводимым ПГ доставляется на ОБ для стыковки с основным модулем перед очередным рейсом буксира на целевую орбиту.
Основной модуль (ОМ) включает в свой состав ЯЭУ, ЭРДУ с баками для рабочего тела, приборно-агрегатный отсек (ПАО) с бортовыми системами и узлом стыковки, а также соединительные конструкции — систему несущих ферм. Выведение ОМ на РБО базирования осуществляется с помощью ХРБ на базе ЖРД. После выхода на ОБ производятся отделение, спуск и затопление ХРБ, а ОМ осуществляет свое развертывание в рабочее положение, запуск реакторной установки ЯЭУ и тестирование бортовых систем.
Сменный модуль, включающий в свой состав модуль ПГ, баки с запасом ксенона на прямой и обратный перелеты буксира, ПАО с системой стыковки, доставляется на ОБ с помощью одноразового ХРБ с ЖРД. Выведение с Земли очередного СМ производится в связке с ХРБ одним пуском ракеты-носителя (РН). При выходе на ОБ отработанный ХРБ отделяется и уводится, а СМ осуществляет стыковку с ОМ.
После заправки баков ОМ ксеноном из баков СМ осуществляется перелет буксира на целевую орбиту с использованием маршевой
ЭРДУ и запаса ксенона, оставшегося в баках СМ. При выходе на целевую орбиту СМ с ПГ отделяется, а основной модуль совершает обратный перелет на ОБ, используя ксенон из собственных баков. Последний рейс буксир осуществляет только в одну сторону — с ОБ на целевую орбиту, после чего он уводится на орбиту захоронения.
Основные предпосылки, исходные данные и критерии эффективности
Принято, что во всех вариантах выведение СМ осуществляется с помощью РН тяжелого класса «Ангара-А5В» (грузоподъемность 37,5 т на круговую орбиту высотой Нкр = 200 км). Используется схема с выведением связки ХРБ+СМ на незамкнутую орбиту с целью обеспечения падения в океан верхней ступени РН на первом же орбитальном витке. При этом параметры незамкнутой орбиты, формируемой верхней ступенью РН, оптимизируются в зависимости от применяемого ХРБ.
Для случаев базовой, круговой ОБ высотой 800 км как оптимальный вариант (в связи с малым потребным набором скорости) рассматривалось использование ХРБ, представляющего собой центральный модуль разгонного блока «Бриз-М» (разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) с ЖРД на топливе АТ+НДМГ. С учетом «лифтирования» части бортовых систем в СМ конечная масса ХРБ тХРБк = 0,9 т при рабочем расходе топлива тРТ = 5,1 т.
В качестве одноразовых ХРБ с ЖРД, осуществляющих доставку СМ с ПГ на эллиптические ОБ, приняты варианты кислородно-водородных разгонных блоков (КВРБ) разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева [3]. Конечные (отделяемые) массы КВРБ в зависимости от рабочего запаса топлива, полученные с учетом «лифтирования» части его бортовых систем, представлены в табл. 1.
Таблица 1
конечная масса кислородно-водородных разгонных блоков в зависимости от рабочего запаса топлива
Рабочий запас топлива, т 10,5 16,8 19,6
Конечная (отделяемая) масса, т 2,11 2,71 2,98
Длительность перелета буксира с ОБ на целевую орбиту и обратно, масса расходуемого ксенона и масса выводимого ПГ зависят от выбранного значения удельного импульса ЭРДУ. Суммарное количество рейсов ММБ (Ыъ) за его срок активного существования
(САС) определяется длительностью единичного рейса Т, включающей времена прямого (ОБ ^ целевая орбита) и обратного (целевая орбитам ОБ) перелетов, а также время ожидания и стыковки на ОБ с очередным СМ (Тож = 5 сут).
Расчеты выполнены при условии постоянства вырабатываемой электрической мощности ЯЭУ ММБ на установившемся режиме работы для питания бортовой ЭРДУ ЫЯЭУ = 0,5 и 1 МВт для задачи выведения ПГ на ГСО и ^ЯЭУ = 1 МВт — для задачи доставки ПГ на круговую окололунную полярную орбиту (высотой Нкр = 100 км).
Приняты следующие основные исходные данные по ММБ с ЯЭРДУ:
• САС буксира и ресурс работы ЯЭРДУ составляют 10 лет;
• массы ОМ при электрической мощности ЯЭУ ЫЯЭУ = 0,5 и 1,0 МВт составляют величины том = 17,0 и 21,35 т, соответст-
пост
венно (без массы системы хранения и подачи ксенона);
• КПД системы преобразования электроэнергии и управления пСПУ = 0,95;
• относительная масса системы хранения и подачи ксенона аСХП = 0,1;
• масса ПАО СМ в базовом варианте круговой ОБ яг™0 = 1,5 т, при этом ее постоянная часть (масса бортовых систем, узла и аппаратуры стыковки, не зависящая от размерности СМ с модулем ПГ) равна 0,65 т.
В качестве критериев эффективности при сравнении вариантов ММБ приняты:
• масса ПГ, доставляемого на целевую орбиту в единичном рейсе (^дГ);
• суммарная масса ПГ (ШдГ), доставляемого на целевую орбиту за САС буксира.
Выбор параметров ММБ и орбиты
его базирования для задачи полетов на ГСО
Результаты расчетов оптимальных параметров ОБ ядерного буксира (радиусов апогея г, перигея гп и наклонения () и соответствующего потребного минимального набора скорости ^ЭРДУ (обеспечиваемого работой ЭРДУ) в зависимости от набора скорости УХРБ за счет работы ХРБ, полученные для задачи доставки ПГ с низкой опорной орбиты на ГСО, представлены на рис. 1. Из рис. 1, а следует, что в диапазоне набора скорости УХРБ < 2 500 м/с и в соответствующем диапазоне высот апогея эллиптической ОБ Н = г - < 34 650 км оптимальные вели-
а а Земли
чины высоты ее перигея и угла наклонения постоянны и равны исходным значениям: Н= г- ЯЗ = 800 км и I = 51,7°.
п п Земли '
Г,г,км
а7 гг
80000 60 000 40000 20000
/ / \а
г
/ \ V
1—
80
60
40
20 0
1000 2000 3000 К.,,.. м/с. а)
6000
4000
2000
1 0 00 2 0 00 30 00 ^ХРБ- МА'
б)
Рис. 1. Зависимости оптимальных параметров орбиты базирования (ОБ) буксира и характеристической скорости электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) от набора скорости при работе химического разгонного блока:
а — оптимальные параметры ОБ; б — характеристическая скорость ЭРДУ
Приведенные на рис. 1 результаты инвариантны к выбору параметров двигательной установки ХРБ и ЭРДУ ММБ в широких пределах, что позволило разделить задачу оптимизации характеристик ММБ на баллистическую часть (минимизация требуемого набора скорости с помощью ЭРДУ в зависимости от скорости, набираемой с помощью ХРБ) и проектную часть (определение оптимального удельного импульса тяги ЭРДУ, энергомассовых характеристик ММБ и ХРБ).
Результаты расчетов по выбору параметров эллиптической орбиты базирования и рациональных параметров ММБ с ЯЭУ электрической мощностью ЫЯЭУ = 0,5 МВт приведены на рис. 2, а для варианта буксира с ЯЭУ мощностью ^ЯЭУ = 1 МВт — на рис. 3. Красными сплошными линиями на этих рисунках представлены функции максимальной (по критериям ?ИдГи тп^Т) эффективности вариантов ММБ, имеющих эллиптические ОБ. Эти функции представляют собой огибающие линии семейства кривых т= построенных для ряда эллиптических ОБ с различными
значениями высоты апогея Н. Штриховыми линиями представлены функции для вариантов ММБ с базовой ОБ высотой Н = 800 км,
кр
на которых точка А соответствует варианту с максимальной суммарной массой ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира: т^ = . Для ММБ с эллиптическими
ПГ ПГшах ^
ОБ маркерами в направлении слева направо указаны точки, соответствующие значениям удельного импульса тяги ЭРДУ буксира
у ЭРДУ
= 20; 30; 40; 50 км/с и т. д.
5 10 15 20
Масса 11Г, доставляемого на ГСО в единичном рейсе, т Рис. 2. Зависимости т£г = ) для вариантов ММБ
с N„.
0,5 МВт, имеющих различные по высоте апогея ор-
биты базирования: — — — Н = 800 км (баз.); ▲ — Н = 4 160 км;
* кр у '' а '
■ — На = 8 420 км; ♦ — На = 16 170 км; • — На = 34 650 км; — огибающая
Примечание. ПГ — полезный груз; ГСО — геостационарная орбита; САС — срок активного существования; ММБ — многоразовый межорбитальный буксир.
Масса 111, доставляемого ]
; единичном рсйсс,
Рис. 3. Зависимости т^. = /(т!Ц[) для вариантов ММБ с М„ЭУ = 1 МВт, имеющих различные по высоте апогея
орбиты базирования: — —
■ - На = 8 420 км; ♦ - Н ^ — огибающая Примечание. См. рис. 2.
— Нр = 800 км = 16 170 км.
▲ — На = 4 160 км; • — Н = 34 650 км;
Из анализа полученных результатов следует, что значения удельного импульса тяги ЭРДУ буксира, оптимизируемые по критериям «ШдГ» и «т^г», практически неизменны для рассмотренного диапазона эллиптических ОБ и могут выбираться в широком диапазоне величин I ЭРДУ , = 55...75 км/с.
у ЭРДУ opt '
C ростом высоты апогея эллиптической ОБ до На = 35 000 км имеет место непрерывное и значительное (до ~2-х раз) увеличение суммарной массы выводимых ПГ тпри относительно небольшом (не более 20.25%) снижении массы ПГ выводимого в единичном рейсе буксира. При ограничении высоты апогея эллиптической ОБ величиной На < 16 000 км может быть достигнут паритет и даже увеличение массы те^Т в сравнении с оптимальным вариантом ММБ с базовой ОБ высотой Нк = 800 км, отвечающим выполнению условия Шщ = w?nrmax. В частности, для сравниваемых вариантов ММБ с ^ЯЭУ = 0,5 МВт, при той же доставляемой массе = 15,7 т, что и у оптимального буксира с базовой ОБ (см. точку А на рис. 2), использование эллиптической ОБ с высотой апогея Н = 16 170 км
а
позволяет увеличить суммарную массу ПГ, доставляемых на ГСО за САС буксира, с ~190 до ~250 т. При этом, как следует из рис. 4, расход ксенона в единичном рейсе буксира (mXf;) для эллиптической ОБ снижается в ~3,6 раза, а длительность рейса — в 1,24 раза.
0 5000 10 000 15000
Высота апогея орбиты базирования, км а)
0 5000 10000 15000 Высота апогея орбиты базирования, км б)
Рис. 4. Функции изменения расхода рабочего тела электроракетной двигательной установки и длительности единичного рейса буксира в зависимости от высоты апогея его орбиты базирования: а — расход ксенона на рейс буксира; б — длительность рейса буксира
С целью пояснения полученных результатов для двух крайних вариантов используемых ОБ — базовой и высокоэллиптической (с высотой апогея На = 34 650 км) — в табл. 2 дано сопоставление величин суммарной скорости (^ХРБ+ЭРДУ), набираемой за счет работы ХРБ и ЭРДУ буксира и требуемой
для доставки ПГ с низкой опорной орбиты высотой Н = 200 км на ГСО, а также оптимальных характеристик ММ Б и значений используемых критериев эффективности и ?ИдГ), рассчитанных при одинаковой электрической мощности ЯЭУ буксиров ЫЯЭУ = 0,5 МВт.
Таблица 2
Сопоставление вариантов ммБ с базовой и высокоэллиптической орбитами базирования для транспортной операции ОБ^ТСО^ОБ
Тип ОБ Высота ОБ, км ^ХРБ+ЭРДУ' М/С V*my, м/с 7уЭРДУ opt' КМ/С rnXe, т T, сут т«г т тпг, т
Круговая (баз.) 800/800 7 694 14 722 35,93 13,02 304,3 15,7 188,4
Эллиптическая 800/34 650 5 799 6 598 73,23 2,37 202,9 15,0 270,0
Примечание. * — суммарный набор скорости буксиром в рейсе с ОБ на ГСО и обратно; ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ГСО — геостационарная орбита.
Из табл. 2 следует, что эффективность использования эллиптической ОБ определяется, прежде всего, существенным снижением суммарных энергозатрат на выполнение рейса буксиром благодаря:
• более экономичной (по набору скорости ^ХРБ+ЭРДУ) комбинированной схеме доставки СМ с ПГ на ГСО с помощью ХРБ с ЖРД и буксира с ЭРДУ;
• сокращению в ~2,2 раза (с 7 361 м/с до 3 299 м/с) требуемого набора скорости ОМ буксира для возврата с ГСО на ОБ.
В связи с этим и с учетом более высокого значения 1уЭРДУор для варианта ММБ с высокоэллиптической ОБ (Н = 34 650 км) имеют место:
• снижение в 5,25 раза расхода ксенона в расчете на 1 кг выводимого ПГ;
• сокращение в 1,5 раза длительности единичного рейса буксира;
• увеличение в 1,43 раза суммарной массы ПГ, выводимых за САС буксира.
В то же время, как следует из табл. 2, снижение массы ПГ, выводимого на ГСО в единичном рейсе буксира, в варианте использования высокоэллиптической ОБ невелико: Дт^дг = 15,7 - 15,0 = 0,7 т (т. е. ~4,5%).
При этом важным фактором в пользу выбора для ММБ высокоэллиптической ОБ является возможность резкого сокращения длительности пребывания буксира и выводимых модулей ПГ в зонах интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором». Согласно данным [4], для ядерного буксира наиболее опасным с точки зрения столкновения с космическим «мусором» является диапазон высот 800...1 500 км. На рис. 5 представлены функции изменения суммарной длительности пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800.1 500 км в единичном
рейсе в зависимости от высоты апогея его ОБ, полученные для варианта буксира с ЯЭУ мощностью ЫЯЭУ = 0,5 МВт при условии ти^г = const = 15,0 т и при использовании оптимальных законов управления вектором тяги ЭРДУ. Крайние левые точки функций отвечают варианту круговой ОБ высотой Нкр = 800 км, когда буксир с ЭРДУ должен проходить зону высокой плотности космического «мусора», непрерывно двигаясь внутри этой зоны по разворачивающейся (при перелете с ОБ на ГСО) или сворачивающейся (при возвращении с ГСО на ОБ) спирали.
10000 20000 Высота апоцентра,
Рис. 5. Длительность пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800...1500 км в зависимости от высоты апоцентра орбиты базирования (ОБ) для прямого и обратного перелетов: • — перелет ОБ^ГСО; О — перелет ГСО^ОБ Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ГСО — геостационарная орбита.
Из рис. 5 следует, что при использовании высокоэллиптической ОБ (Нп/На = 800/34 650 км) вместо базовой круговой ОБ длительность пребывания буксира в зоне высот 800.1 500 км, суммируемая за весь рейс на ГСО и обратно, сокращается в ~16 раз (с ~16 до ~1 сут), поскольку здесь буксир лишь кратковременно «погружается» в зону высот 800.1 500 км, проходя
перигеиную, малую по длительности часть очередного орбитального витка. Причем эти «погружения» имеют место при относительно небольшом числе орбитальных витков, когда высота перигея текущей орбиты еще не превышает высоты верхней границы зоны Н < 1 500 км.
1 1 ^ п тек
С целью сокращения числа таких витков в рейсе, на примере прямого перелета ОБ^-ГСО (основного по времени нахождения ММБ в зоне высот 800.1 500 км) рассмотрена модификация закона управления ориентацией вектора тяги ЭРДУ буксира, заключающаяся в разбиении траектории полета на два участка. На первом участке тяга ЭРДУ направлена по трансверсали (бинормальная составляющая равна нулю); продолжительность этого участка определяется моментом достижения высоты перигея Н > 1 500 км. На втором участке
п тек
программа управления ориентацией вектора тяги ЭРДУ оптимизируется с применением принципа максимума Понтрягина.
На рис. 6 представлены результаты модифицирования закона управления вектором тяги ЭРДУ, показывающие, что в сравнении с вариантом круговой ОБ (Нкр = 800 км) использование высокоэллиптической ОБ (На = 34 650 км) в сочетании с применением модифицированного закона управления позволяет сократить длительность пребывания буксира в зоне высот 800.1 500 км, суммируемую за перелет на ГСО, в ~ 140 раз (с 10,5 до 0,07 сут). При этом увеличение требуемого набора скорости ^ЭРДУ, связанное с модификацией закона управления, незначительно — эквивалентные потери массы ПГ, выводимого буксиром на ГСО, составляют ~0,1%.
Рис. 6. Длительность пребывания ММБ в шаровом слое высотой 800...1 500 км в зависимости от высоты апоцентра ОБ для перелета на ГСО с оптимальным и модифицированным законами управления вектором тяги ЭРДУ:
• — оптимальный закон управления; О — модифицированный закон управления
Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования; ГСО — геостационарная орбита; ЭРДУ — электроракетная двигательная установка.
выбор параметров ммБ и орбиты его базирования для задачи полетов на окололунную орбиту
Задача поиска оптимальных траекторий перелета ММБ на базе ЯЭРДУ с ОБ на круговую лунную полярную орбиту (ЛПО) высотой Нкр = 100 км и обратно решалась с одновременным учетом гравитационных полей Земли и Луны (задача трех тел) [5].
Результаты оценки изменения рациональных характеристик и показателей эффективности применения ММБ с ЯЭУ электрической мощностью ЫЯЭУ = 1 МВт для задачи доставки ПГ с низкой опорной околоземной орбиты на ЛПО представлены в табл. 3, а также на рис. 7 в виде зависимостей суммарной массы ПГ т^ выводимых на ЛПО за САС буксира, от массы ПГ т™р выводимого в единичном рейсе буксира, построенных для ряда значений высоты апогея его ОБ Н
Сопоставление с представленными выше результатами для задачи доставки ПГ на ГСО показывает, что эффективность использования эллиптических ОБ для лунного буксира несколько ниже. В частности, здесь отсутствует возможность получения прироста массы ПГ в единичном рейсе от использования эллиптических ОБ вместо базовой круговой ОБ, а также ниже прирост суммарной (за САС буксира) массы выводимых ПГ при прочих равных условиях. Тем не менее, и для лунного буксира сохраняются преимущества использования эллиптических ОБ в части снижения длительности рейсов буксира и снижения затрат ксенона на единицу массы выводимого ПГ. Полностью сохраняется такое важное преимущество эллиптических ОБ, как резкое снижение длительности пребывания ММБ в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором».
н 400
К
Ü
300
к
I 200
о
100
__— """ ij Sfc чч^
г л\
10 15 20
Масса ПГ, доставляемая на ЛПО в единичном рейсе, т
Рис. 7. Зависимости суммарной массы ПГ, доставляемъж на ЛПО за САС буксира, от массы ПГ, выводимого в единичном рейсе, полученные для вариантов ОБ с различной высотой апогея: — — — базовая ОБ (H = 800км); ▲ — H = 4 160км;
v кр /' а '
■ — Ha = 8 420 км; ♦ — Ha = 16 170 км; • — На = 34 650 км Примечание. ПГ — полезный груз; ЛПО — лунная полярная орбита; САС — срок активного существования; ОБ — орбита базирования.
Таблица 3
Характеристики транспортной операции ОБ^ЛПО^ОБ
Н, км VXPE, м/с ^ЭРДУ!' м/с тпг, т т^ т тХе, т /у ЭРДУ км/С T, сут
800 (баз.) 333 16 320 252,3 15,8 12,5 47,06 228
4 160 1 000 14 878 257,8 15,2 9,91 51,89 215
8 420 1 500 13 508 261,2 13,8 8,26 54,04 192
16 170 2 000 11 822 267,5 13,4 5,96 62,90 182
34 650 2 500 9 590 278,2 13,2 3,70 78,93 174
Примечание. * — суммарный набор скорости для перелета буксира на ЛПО и обратно; ОБ ЛПО — лунная полярная орбита.
орбита базирования;
В качестве иллюстрации на рис. 8 проведено сопоставление функций изменения текущей высоты (Нтек) полета ММБ с ЯЭРДУ над поверхностью Земли в финальной части его возвращения с орбиты Луны на круговую (Нкр = 800 км) и высокоэллиптическую (Нп /Н = 800/34 650 км) околоземные ОБ.
72 73
Время полета, сут а)
60,6 60,8 61,0 61,2 Время полета, сут
б)
Рис. 8. Изменение текущей высоты полета ММБ над поверхностью Земли при возвращении с окололунной орбиты:
а — возвращение на круговую ОБ (Нр = 800 км); б — возвращение на эллиптическую ОБ
Примечание. ММБ — многоразовый межорбитальный буксир; ОБ — орбита базирования.
Из рис. 8, а следует, что, спускаясь по спирали на круговую ОБ, буксир с ЭРДУ будет непрерывно находиться в опасной зоне высот Н = 800.1 500 км в течение ~2,3 сут
тек ' ^
(с момента полета Тн - 71 сут до момента Тк = 73,3 сут). При возвращении на высокоэллиптическую ОБ (к моменту Тк ~ 61,4 сут на рис. 8, б) буксир «погружается» в опасную зону лишь дважды — в моменты прохождения зоны перигея промежуточных орбит Т1 - 60,5 сут и Т2 - 60,94 сут. Суммарная длительность этих «погружений» в опасную зону высот 800.1500 км здесь составляет ~0,02 сут, что на ~2 порядка меньше в сравнении с вариантом базовой круговой ОБ высотой Н = 800 км.
В заключение следует отметить, что определенную проблему представляет осуществление стыковки СМ и ОМ буксира на высокоэллиптической ОБ — при использовании традиционных средств и методов стыковка потребует значительного времени. Решить эту проблему можно, используя многовитко-вую (10.20 витков) схему выведения СМ на орбиту стыковки в сочетании с автоматизированным (по данным систем GPS и ГЛО-НАСС) адаптивным управлением импульсами тяги маршевого двигателя, выдаваемыми в апсидальных точках орбит для корректировки периода и, если требуется, угла наклонения промежуточных орбитальных витков СМ. Целью этих многократных коррекций является максимально точное совмещение конечных параметров движения СМ с параметрами движения ОМ буксира перед их стыковкой.
Многовитковое адаптивное выведение СМ на эллиптическую ОБ ММБ можно реализовать несколькими способами, в частности:
• использованием в составе ХРБ дополнительной корректирующей двигательной установки многократного (до ~10 раз)
включения, осуществляющей на конечном этапе выведения многократные адаптивные коррекции возмущений, возникших на этапе работы основного маршевого ЖРД;
• возложением на двигательную установку СМ функций конечных (после отделения ХРБ) многократных адаптивных коррекций параметров движения, скорректировав соответствующим образом ее состав и увеличив заправку топливом.
Наилучшим по энергомассовой эффективности, надежности и стоимости представляется третий способ — с использованием ХРБ на базе маршевого ЖРД многократного включения, работающего по схеме «газ-газ», имеющего относительно небольшую тягу (порядка единиц килоньютонов) и обладающего высокой надежностью включений. Такой ЖРД, недорогой, малонапряженный по своим параметрам и в то же время компактный и эффективный, может быть создан с использованием технологии безнасосного криогенного ЖРД [6] на базе модифицированной рулевой камеры двигателя КВД1 разработки КБХМ им. А.М. Исаева, прошедшего полный цикл наземной отработки и летно-конструкторских испытаний в составе блока 12КРБ, созданного в ГКНПЦ имени М.В. Хруничева для индийской РН GSLV.
заключение
Использование высокоэллиптических орбит базирования является средством повышения безопасности применения многоразовых межорбитальных буксиров с Я ЭРДУ для задач доставки ПГ на ГСО и окололунную орбиту, обеспечивающим снижение на два порядка продолжительности пребывания буксира в зоне интенсивного загрязнения техногенным космическим «мусором» и позволяющим (при использовании вспомогательного ХРБ на базе кислородно-водородного ЖРД):
• снизить в ~3 и ~5 раз расход ксенона в расчете на единицу массы ПГ, доставляемого на окололунную орбиту и ГСО, соответственно;
• увеличить суммарную массу ПГ, доставляемых за САС буксира на окололунную орбиту и ГСО, соответственно в 1,1 и 1,4 раза за счет сокращения продолжительности рейсов буксира и увеличения их числа.
Список литературы
1. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Легос-таев В.П., Лопота В.А., Максимов В.А., Островский В.Г., Синявский В.В., Тугаенко В.Ю. Электроракетный транспортный аппарат для обеспечения больших грузопотоков в космосе // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 101-111.
2. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оптимизация параметров многоразового межорбитального буксира с ядерной электроракетной двигательной установкой // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 3. С. 140-152.
3. Афанасьев И., Воронцов Д. Перспективные средства выведения России и Украины // Новости космонавтики. 2008. № 8. С. 60-63.
4. Новые наукоемкие технологии в технике. Энциклопедия. Т. 28. / Под общей ред. Котова А.Н. М.: НИИ Энцитех, 2010. 383 с.
5. Кувшинова Е.Ю. Методика определения оптимальной траектории перелета с малой тягой между околоземной и окололунной орбитами. Электронный журнал «Труды МАИ». 03.09.2013. Вып. 68. Режим доступа: www.mai.ru/science/trudy/published. php?ID=41742 (дата обращения 27.04.2016 г.).
6. Патент RU 2492342. Российская Федерация. Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты). Архангельский Н.И.; заявитель и патентообладатель — ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша»; заявка № 2012101267 от 17.01.2012 г.; приоритет от 17.01.2012 г. // Изобретения. Полезные модели. 10.09.2013. № 25.
Статья поступила в редакцию 21.04.2016 г.
Reference
1. Gribkov A.S., Evdokimov R.A., Legostaev V.P., Lopota V.A., Maksimov V.A., Ostrovskii V.G., Sinyavskii V.V., Tugaenko V.Yu. Elektroraketnyi transportnyi apparat dlya obespecheniya bol'shikh gruzopotokov v kosmose [Electrorocket transport vehicle to provide heavy cargo traffic in space]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 2,pp. 101-111.
2. Kosenko A.B., Sinyavskii V.V. Optimizatsiya parametrov mnogorazovogo mezhorbitalnogo buksira s yadernoi elektroraketnoi dvigatelnoi ustanovkoi [Parameter optimization of reusable interorbital tug with nuclear electrorocket propulsion system]. Izvestiya RAN. Energetika, 2009, no. 3,pp. 140-152.
3. Afanasev I., Vorontsov D. Perspektivnye sredstva vyvedeniya Rossii i Ukrainy [Perspective launch vehicles of Russia and Ukraine]. Novosti kosmonavtiki, 2008, no. 8,pp. 60-63.
4. Novye naukoemkie tekhnologii v tekhnike. Entsiklopediya. Vol. 28. [New high technologies in engineering. Encyclopedia. Vol. 28]. Ed. Kotov A.N. Moscow, NIIEntsitekhpubl., 2010.383p.
5. Kuvshinova E.Yu. Metodika opredeleniya optimal'noi traektorii pereleta s maloi tyagoi mezhdu okolozemnoi i okololunnoi orbitami [Methods of determining an optimal trajectory of transfer with low thrust between near-earth and near-moon orbits]. Elektronnyi zhurnal «Trudy MAI», 03.09.2013, issue 68. Available at: www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=41742 (accessed27.04.2016).
6. Patent RU 2492342. Rossiiskaya Federatsiya. Beznasosnyi kriogennyi zhidkostnyi raketnyi dvigatel' (varianty) [Pumpless cryogenic liquid rocket engine (options)]. Arkhangel'skii N.I.; the applicant and the patent owner — GNTs FGUP «Tsentr Keldysha»; application 2012101267 of 17.01.2012; priority of 17.01.2012. Izobreteniya. Poleznye modeli, 10.09.2013, no. 25.
